El módulo de mando y servicio ( CSM ) de la misión Apolo fue uno de los dos componentes principales de la nave espacial estadounidense Apolo , utilizada para el programa Apolo , que llevó astronautas a la Luna entre 1969 y 1972. El CSM funcionaba como nave nodriza , que transportaba a una tripulación de tres astronautas y a la segunda nave espacial Apolo, el módulo lunar Apolo , a la órbita lunar, y traía a los astronautas de vuelta 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 proporcionaba propulsión, energía eléctrica y almacenamiento para varios consumibles necesarios durante una misión. Una conexión umbilical transfería energía y consumibles entre los dos módulos. Justo antes de la reentrada del módulo de mando en el regreso a casa, la conexión umbilical se cortó y el módulo de servicio se desprendió y se dejó quemar 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 sobre una etapa de cohete de aterrizaje y regresar a los tres astronautas en una misión de ascenso directo , que no utilizaría un módulo lunar separado y, por lo tanto, no tenía disposiciones para acoplarse con otra nave espacial. Esto, además de otros cambios de diseño requeridos, llevó a la decisión de diseñar dos versiones del CSM: el Bloque I se utilizaría para misiones sin tripulación y un solo vuelo tripulado en órbita terrestre ( Apolo 1 ), mientras que el Bloque II, más avanzado, fue diseñado para su uso con el módulo lunar. El vuelo del Apolo 1 se canceló después de que un incendio en la cabina matara a la tripulación y destruyera 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 Bloque II, que se utilizó para todos los vuelos espaciales tripulados.
Se lanzaron al espacio diecinueve CSM. De ellos, nueve llevaron humanos a la Luna entre 1968 y 1972, y otros dos realizaron vuelos de prueba tripulados en órbita terrestre baja , todos como parte del programa Apolo. Antes de estos, otros cuatro CSM habían volado como pruebas Apolo sin tripulación, de los cuales dos fueron vuelos suborbitales y otros dos fueron vuelos orbitales . Tras la conclusión del programa Apolo y durante 1973-1974, tres CSM transportaron astronautas a la estación espacial orbital Skylab . Finalmente, en 1975, el último CSM volado se acopló a la nave soviética Soyuz 19 como parte del Proyecto de Pruebas Apolo-Soyuz internacional .
Los conceptos de una nave espacial tripulada avanzada comenzaron antes de que se anunciara el objetivo de alunizaje. El vehículo para tres personas se destinaría principalmente a usos orbitales alrededor de la Tierra. Incluiría un gran módulo orbital auxiliar presurizado donde la tripulación viviría y trabajaría durante semanas. Realizarían actividades similares a las de una estación espacial en el módulo, mientras que versiones posteriores utilizarían el módulo para transportar carga a las estaciones espaciales. La nave espacial prestaría servicio al Proyecto Olympus (LORL), una estación espacial giratoria plegable 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 alunizaje antes de 1970, lo que inmediatamente dejó obsoletos los planes de la NASA para la estación Olympus. [2] [3]
Cuando la NASA adjudicó el contrato inicial del programa 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 . [4] Por lo tanto, el diseño procedió sin un medio para acoplar el módulo de comando a un módulo de excursión lunar (LEM) . Pero el cambio al encuentro en la órbita lunar, más varios obstáculos técnicos encontrados en algunos subsistemas (como el control ambiental), pronto dejaron claro que se requeriría un rediseño sustancial. En 1963, la NASA decidió que la forma más eficiente de mantener el programa en marcha era proceder con el desarrollo en dos versiones: [5]
En enero de 1964, North American comenzó a presentar detalles de diseño del Bloque II a la NASA. [6] Las naves espaciales del Bloque I se utilizaron para todos los vuelos de prueba no tripulados del Saturno 1B y el Saturno V. Inicialmente se planearon dos vuelos tripulados, pero esto se redujo a uno a fines de 1966. Esta misión, designada AS-204 pero llamada Apollo 1 por su tripulación de vuelo, estaba planeada para su 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, lo que reveló graves 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 que se estaban construyendo en ese momento.
Después de una investigación exhaustiva por parte de la Junta de Revisión del Apolo 204, se decidió terminar la fase tripulada del Bloque I y redefinir el Bloque II para incorporar las recomendaciones de la junta de revisión . El Bloque II incorporó un diseño revisado del escudo térmico CM, que se probó en los vuelos sin tripulación del Apolo 4 y el Apolo 6 , por lo que la primera nave espacial del Bloque II completamente despegada voló en la primera misión tripulada, el Apolo 7 .
Los dos bloques eran básicamente similares en cuanto a dimensiones generales, pero varias mejoras de diseño dieron como resultado una reducción de peso en el Bloque II. Además, los tanques de combustible del módulo de servicio del Bloque I eran ligeramente más grandes que en el Bloque II. La nave espacial Apollo 1 pesaba aproximadamente 45.000 libras (20.000 kg), mientras que el Bloque II Apollo 7 pesaba 36.400 libras (16.500 kg). (Estas dos naves orbitales terrestres eran más ligeras que la nave que luego fue a la Luna, ya que llevaban combustible 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 dados corresponden a la nave espacial Block II.
El costo total del CSM para el desarrollo y las unidades producidas fue de 36.900 millones de dólares en dólares de 2016, ajustado desde un total nominal de 3.700 millones de dólares [7] utilizando los índices de inflación New Start de la NASA. [8]
El módulo de mando era un cono truncado ( frustum ) con un diámetro de 12 pies y 10 pulgadas (3,91 m) a lo largo de la base y una altura de 11 pies y 5 pulgadas (3,48 m) incluyendo la sonda de atraque y el escudo térmico de popa en forma de plato. El compartimento delantero contenía dos propulsores del sistema de control de reacción , el túnel de atraque y el sistema de aterrizaje en tierra. El recipiente de presión interior albergaba el alojamiento de la tripulación, los compartimentos de equipo, los controles y pantallas, y muchos sistemas de la nave espacial . El compartimento de popa contenía 10 motores de control de reacción y sus tanques de propulsor relacionados , tanques de agua dulce y los cables umbilicales del CSM . [9]
El módulo de mando fue construido en la fábrica de North American en Downey, California , [10] [11] y constaba de dos estructuras básicas unidas entre sí: la estructura interna (carcasa de presión) y la estructura externa.
La estructura interna era una construcción tipo sándwich de aluminio que consistía en una capa interna de aluminio soldado, un núcleo de panal de aluminio unido con adhesivo y una lámina exterior. El espesor del panal variaba 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 interna era el compartimento presurizado de la tripulación.
La estructura exterior estaba hecha de acero inoxidable soldado con autógena en forma de panal, soldado con autógena entre láminas de aleación de acero. Su espesor variaba de 0,5 a 2,5 pulgadas. Parte del área entre las capas interior y exterior estaba rellena con una capa de aislamiento de fibra de vidrio como protección térmica adicional. [12]
Un escudo térmico ablativo en el exterior del CM protegía 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 alejando el intenso calor en el proceso. El escudo térmico tiene varias cubiertas externas: un sello de poros, una barrera de humedad (un revestimiento reflectante blanco) y un revestimiento térmico de Mylar plateado que parece papel de aluminio.
El espesor del escudo térmico variaba desde 5,1 cm (2 pulgadas) en la parte trasera (la base de la cápsula, que estaba orientada hacia adelante durante el reingreso) hasta 1,3 cm (0,5 pulgadas) en el compartimiento de la tripulación y las partes delanteras. El peso total del escudo era de aproximadamente 1400 kg (3000 libras). [12]
El compartimento delantero, de 0,58 m de alto, era el área exterior de la carcasa de presión interna en la nariz de la cápsula, ubicada alrededor del túnel de acoplamiento delantero y cubierta por el escudo térmico delantero. El compartimento estaba dividido en cuatro segmentos de 90 grados que contenían el equipo de aterrizaje en la Tierra (todos los paracaídas, las antenas de recuperación y la luz de baliza, y la eslinga de recuperación en el mar), dos propulsores de control de reacción y el mecanismo de liberación del escudo térmico delantero.
A unos 25.000 pies (7.600 m) durante el reingreso, el escudo térmico delantero fue arrojado para exponer el equipo de aterrizaje en la Tierra y permitir el despliegue de los paracaídas. [12]
El compartimento trasero, de 0,51 m de alto, estaba situado alrededor de la periferia del módulo de mando en su parte más ancha, justo delante (por encima) del escudo térmico trasero. El compartimento estaba dividido en 24 compartimentos que contenían 10 motores de control de reacción; los tanques de combustible, oxidante y helio para el subsistema de control de reacción del CM; tanques de agua; las costillas aplastables del sistema de atenuación de impactos; y una serie de instrumentos. El umbilical del CM-SM, el punto donde el cableado y la plomería iban de un módulo al otro, también estaba en el compartimento trasero. Los paneles del escudo térmico que cubrían el compartimento trasero eran desmontables para realizar el mantenimiento del equipo antes del vuelo. [12]
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 estaba compuesto por dos paracaídas de frenado con morteros , tres paracaídas principales , tres paracaídas piloto para desplegar los principales, tres bolsas de inflado para enderezar la cápsula en caso necesario, un cable de recuperación en el mar, un marcador de tinte y un umbilical para nadadores.
El centro de masa del módulo de mando se encontraba 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 cierta sustentación (una relación sustentación-resistencia de aproximadamente 0,368 [13] ). Luego, la cápsula se dirigió girándola mediante propulsores; cuando no se requirió dirección, la cápsula giró lentamente y los efectos de sustentación se cancelaron. 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 se pudiera alcanzar en unas pocas millas.
A 7.300 m (24.000 pies), el escudo térmico delantero se desprendió utilizando cuatro resortes de compresión de gas presurizado. Luego se desplegaron los paracaídas de frenado, reduciendo la velocidad de la nave espacial a 201 kilómetros por hora (125 millas por hora). A 3.300 m (10.700 pies), se desecharon los paracaídas de frenado y se desplegaron los paracaídas del piloto, que sacaron los principales. Estos redujeron la velocidad del CM a 35 kilómetros por hora (22 millas por hora) para el amerizaje. La parte de la cápsula que primero contactó con la superficie del agua contenía cuatro costillas aplastables para mitigar aún más la fuerza del impacto. El módulo de comando podría lanzarse en paracaídas de manera segura para un aterrizaje en el océano con solo dos paracaídas desplegados (como ocurrió en el Apolo 15 ), siendo el tercer paracaídas una medida de seguridad.
El sistema de control de actitud del módulo de mando constaba de doce propulsores de control de actitud de 93 libras de fuerza (410 N), diez de los cuales estaban ubicados en el compartimento de popa, más dos en el compartimento de proa. Estos eran alimentados por cuatro tanques que almacenaban 270 libras (120 kg) de combustible de monometilhidrazina y oxidante de tetróxido de nitrógeno , y presurizados por 1,1 libras (0,50 kg) de helio almacenado a 4.150 libras por pulgada cuadrada (28,6 MPa) en dos tanques. [ cita requerida ]
La escotilla de atraque delantera estaba montada en la parte superior del túnel de atraque. Tenía 76 cm de diámetro y pesaba 36 kg. Estaba construida con dos anillos mecanizados unidos por soldadura a un panel de nido de abeja soldado. El lado exterior estaba cubierto con 13 mm de aislamiento y una capa de papel de aluminio. Tenía seis puntos de cierre y se accionaba mediante una manivela. La escotilla tenía una válvula en el centro que se utilizaba para igualar la presión entre el túnel y el CM para poder retirarla.
La escotilla unificada para la tripulación (UCH) medía 74 cm de alto, 86 cm de ancho y pesaba 102 kg. Se accionaba mediante una manivela que accionaba un mecanismo de trinquete para abrir o cerrar quince pestillos simultáneamente.
La misión Apolo requirió que el LM se acoplara al CSM al regresar de la Luna, y también en la maniobra de transposición, acoplamiento 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 nariz del CSM, que se conectaba al drogue , un cono truncado ubicado en el módulo lunar. La sonda se extendía como un gato de tijera para capturar el drogue en el contacto inicial, conocido como acoplamiento suave . Luego, la sonda se retraía para juntar los vehículos y establecer una conexión firme, conocida como "acoplamiento duro". La NASA especificó que el mecanismo tenía las siguientes funciones: [ cita requerida ]
El cabezal de la sonda ubicado en el CSM era autocentrante y estaba montado sobre un cardán en el pistón de la sonda. A medida que el cabezal de la sonda se acoplaba a la abertura del zócalo del drogue, tres pestillos accionados por resorte se presionaban y se acoplaban. Estos pestillos permitían un estado denominado "atraque suave" y permitían que los movimientos de cabeceo y guiñada en los dos vehículos disminuyeran. El exceso de movimiento en los vehículos durante el proceso de "atraque duro" podría causar daños al anillo de atraque y generar tensión en el túnel superior. Un enlace de gatillo de bloqueo presionado en cada pestillo permitía que un carrete accionado por resorte se moviera hacia adelante, manteniendo el enlace de palanca en una posición bloqueada sobre el centro. En el extremo superior del túnel del módulo lunar, el drogue, que estaba construido con un núcleo de panal de aluminio de 1 pulgada de espesor, adherido por delante y por detrás a láminas de aluminio, era el extremo receptor de los pestillos de captura del cabezal de la sonda.
Después de la captura y estabilización inicial de los vehículos, la sonda fue capaz de ejercer una fuerza de cierre de 1000 libras-fuerza (4,4 kN) para unir los vehículos. Esta fuerza fue generada por la presión del gas que actuaba sobre el pistón central dentro del cilindro de la sonda. La retracción del pistón comprimió la sonda y los sellos de la interfaz y activó los 12 pestillos automáticos del anillo que estaban ubicados radialmente alrededor de la superficie interna del anillo de acoplamiento del CSM. Los pestillos fueron amartillados manualmente en el túnel de acoplamiento por un astronauta después de cada evento de acoplamiento duro (las misiones lunares requerían dos acoplamientos).
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 amartillar manualmente 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 drogue. En el desacoplamiento, la liberación de los pestillos de captura se logró energizando eléctricamente los solenoides rotativos de CC montados en tándem ubicados en el pistón central. En una condición de degradación de temperatura, se realizó manualmente una sola operación de liberación del motor 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 girar el eje de torsión del motor manualmente. [14] Cuando los módulos de comando y lunares se separaron por última vez, la sonda y el anillo de acoplamiento delantero se separaron pirotécnicamente, dejando todo el equipo de acoplamiento unido 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 al separarse de la cubierta protectora del impulsor.
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 armarios de comida y equipo, el sistema de gestión de residuos y el túnel de atraque.
Dominando la sección delantera de la cabina se encontraba el panel de visualización principal en forma de medialuna que medía casi 2,1 m de ancho y 0,91 m de alto. Estaba organizado en tres paneles, cada uno de los cuales enfatizaba las tareas 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 del CM sirvió como navegante, por lo que su panel de control (centro) incluía los controles de la computadora de Guía y Navegación , el panel indicador de precaución y advertencia, el temporizador de eventos, los controles del Sistema de Propulsión de Servicio y RCS, y los controles del sistema de control ambiental.
El piloto del LM actuó como ingeniero de sistemas, por lo que su panel de control (lado derecho) incluía los indicadores y controles de la celda de combustible , los controles eléctricos y de la batería , y los controles de comunicaciones.
A los lados del panel principal se encontraban conjuntos de paneles de control más pequeños. En el lado izquierdo se encontraba un panel de disyuntores , controles de audio y los controles de energía del SCS. En el lado derecho se encontraban 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 incluían 24 instrumentos, 566 interruptores, 40 indicadores de eventos y 71 luces.
Los tres sofás de la tripulación estaban construidos con tubos huecos de acero y cubiertos con una tela pesada e ignífuga conocida como Armalon. Las bandejas para las piernas de los dos sofás exteriores se podían plegar en una variedad de posiciones, mientras que la bandeja para las caderas del sofá central se podía desconectar y colocar en el mamparo de popa. Se instaló un controlador manual de rotación y otro de traslación en los apoyabrazos del sofá izquierdo. El controlador de traslación lo usaba el miembro de la tripulación que realizaba la maniobra de transposición, atraque y extracción con el LM, generalmente el piloto del CM. Los sofás central y derecho tenían controladores de rotación duplicados. Los sofás estaban sostenidos por ocho puntales atenuadores de impactos, 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 bahías de equipos:
El módulo de mando tenía cinco ventanas. Las dos ventanas laterales medían 23 cm cuadrados junto a los sofás izquierdo y derecho. Dos ventanas de encuentro triangulares orientadas hacia adelante medían 20 x 23 cm, que se usaban para ayudar en el encuentro y acoplamiento con el módulo lunar. La ventana de escotilla circular tenía 23 cm de diámetro y estaba ubicada directamente sobre el sofá central. Cada conjunto de ventanas constaba de tres paneles gruesos de vidrio. Los dos paneles interiores, que estaban hechos de aluminosilicato , formaban parte del recipiente de presión del módulo. El panel exterior de sílice fundida servía como escudo contra escombros y como parte del escudo térmico. Cada panel tenía un revestimiento antirreflectante y un revestimiento reflectante azul-rojo en la superficie interior.
Fuentes: [16] [17]
El módulo de servicio era una estructura cilíndrica no presurizada con un diámetro de 12 pies y 10 pulgadas (3,91 m) y 14 pies y 10 pulgadas (4,52 m) de largo. La tobera del motor de propulsión de servicio y el escudo térmico aumentaron la altura total a 24 pies y 7 pulgadas (7,49 m). El interior era una estructura simple que consistía en una sección de túnel central de 44 pulgadas (1,1 m) de diámetro, rodeada por seis sectores en forma de pastel. Los sectores estaban rematados por un mamparo delantero y un carenado, separados por seis vigas radiales, cubiertos en el exterior por cuatro paneles de panal y sostenidos por un mamparo trasero y un escudo térmico del motor. Los sectores no tenían todos ángulos iguales de 60°, sino que variaban según el tamaño requerido.
El carenado delantero medía 1 pie 11 pulgadas (58 cm) 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 contenía las principales conexiones eléctricas y de plomería al CM. El carenado contenía externamente un foco retráctil orientado hacia adelante; un reflector EVA para ayudar al piloto del módulo de comando en la recuperación de la película SIM; y una baliza de encuentro intermitente visible a 54 millas náuticas (100 km) de distancia como ayuda a la navegación para el encuentro con el LM.
El SM estaba conectado al CM mediante tres ataduras de tensión y seis almohadillas de compresión. Las ataduras de tensión eran correas de acero inoxidable atornilladas al escudo térmico de popa del CM. Permaneció unido al módulo de mando durante la mayor parte de la misión, hasta que fue arrojado justo antes de reingresar a la atmósfera terrestre. En el momento del lanzamiento, las conexiones umbilicales del CM se cortaron utilizando un conjunto de guillotina activado pirotécnicamente . Después del lanzamiento, los propulsores de traslación de popa del SM se encendieron automáticamente de forma continua para distanciarlo del CM, hasta que se agotó el combustible del RCS o la energía de la celda de combustible. Los propulsores de alabeo también se encendieron durante cinco segundos para asegurarse de que siguiera una trayectoria diferente a la del CM y una ruptura más rápida en el reingreso.
El motor del sistema de propulsión de servicio ( SPS ) fue diseñado originalmente para levantar el CSM de la superficie de la Luna en el modo de misión de ascenso directo , [20] El motor seleccionado fue el AJ10-137 , [21] que usaba Aerozine 50 como combustible y tetróxido de nitrógeno ( N2O4 ) como oxidante para producir 20.500 lbf (91 kN) de empuje. [22] Se firmó un contrato en abril de 1962 para que la compañía Aerojet-General comenzara a desarrollar el motor, lo que resultó en un nivel de empuje que era el doble del necesario para lograr el modo de misión de encuentro en órbita lunar (LOR) elegido oficialmente en julio de ese año. [23] El motor se usó en realidad para correcciones a mitad de curso entre la Tierra y la Luna, y para colocar la nave espacial dentro y fuera de la órbita lunar. También sirvió como retrocohete para realizar la quema de desorbitación para vuelos orbitales terrestres.
Los propulsores se alimentaban 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. [24]
La tobera de escape medía 3,882 m de largo y 2,501 m de ancho en la base. Estaba montada 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 presión estaban alojados en el túnel central.
Cuatro grupos de cuatro propulsores del sistema de control de reacción (RCS) (conocidos como "quads") se instalaron 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 medía 12 pulgadas (30 cm) de largo por 6 pulgadas (15 cm) de diámetro, generaba 100 libras-fuerza (440 N) de empuje y usaba monometilhidrazina (MMH) alimentada con helio como combustible y tetróxido de nitrógeno (NTO) como oxidante. [25] Cada conjunto de quad medía 2,2 por 2,7 pies (0,67 por 0,82 m) y tenía sus propios tanques de combustible, oxidante y helio montados en el interior de un panel de revestimiento de 8 por 2,75 pies (2,44 por 0,84 m). El tanque de combustible primario (MMH) contenía 69,1 libras (31,3 kg); El tanque de combustible secundario contenía 45,2 libras (20,5 kg); el tanque de oxidante primario contenía 137,0 libras (62,1 kg), y el tanque de oxidante secundario contenía 89,2 libras (40,5 kg). Los tanques de propulsor se presurizaban desde un solo tanque que contenía 1,35 libras (0,61 kg) de helio líquido. [26] El reflujo se evitó mediante una serie de válvulas de retención, y los requisitos de reflujo y merma se resolvieron conteniendo el combustible y el oxidante en vejigas de teflón que separaban los propulsores del helio presurizante. [26]
Los cuatro grupos RCS completamente independientes proporcionaron redundancia; solo se necesitaron dos unidades funcionales adyacentes para permitir un control de actitud completo. [26]
El módulo lunar utilizó una disposición similar de cuatro motores propulsores R-4D para su RCS.
La energía eléctrica se producía mediante tres pilas de combustible , cada una de ellas de 1,1 m de alto por 0,56 m de diámetro y con un peso de 111 kg. Estas combinaban hidrógeno y oxígeno para generar energía eléctrica y producían agua potable como subproducto. Las pilas se alimentaban mediante dos tanques cilíndricos hemisféricos de 0,806 m de diámetro, cada uno con una capacidad de 13 kg de hidrógeno líquido , y dos tanques esféricos de 0,66 m de diámetro, cada uno con una capacidad de 148 kg de oxígeno líquido (que también abastecía al sistema de control ambiental).
En el vuelo del Apolo 13 , el EPS quedó inutilizado por la rotura explosiva de un tanque de oxígeno, que perforó el segundo tanque y provocó la pérdida de todo el oxígeno. Después del accidente, se añadió un tercer tanque de oxígeno para evitar el funcionamiento por debajo del 50% de su capacidad. Eso permitió la eliminación del equipo de agitación interna del tanque, que había contribuido a la falla.
También a partir del Apolo 14 , se añadió una batería auxiliar de 400 Ah al módulo de combustible para uso de emergencia. El Apolo 13 había consumido mucho de sus baterías de entrada en las primeras horas después de la explosión, y aunque esta nueva batería no podía alimentar el módulo de combustible durante más de 5 a 10 horas, permitiría ganar tiempo en caso de una pérdida temporal de las tres celdas de combustible. Tal evento había ocurrido cuando el Apolo 12 fue alcanzado dos veces por un rayo durante el lanzamiento.
La atmósfera de la cabina se mantuvo a 5 libras por pulgada cuadrada (34 kPa) de oxígeno puro proveniente de los mismos tanques de oxígeno líquido que alimentaban las celdas de combustible del sistema de energía eléctrica. El agua potable suministrada por las celdas de combustible se almacenó para beber y preparar alimentos. Un sistema de control térmico que utilizaba una mezcla de agua y etilenglicol como refrigerante descargaba el calor residual de la cabina y los componentes electrónicos del CM al espacio exterior a través de dos radiadores de 30 pies cuadrados (2,8 m2 ) ubicados en la sección inferior de las paredes exteriores, uno que cubría los sectores 2 y 3 y el otro que cubría los sectores 5 y 6. [27]
Las comunicaciones de corto alcance entre el módulo de mando y el módulo lunar empleaban dos antenas cimitarra VHF montadas en el módulo de mando, justo encima de los radiadores del ECS. Estas antenas estaban ubicadas originalmente en el módulo de mando del bloque I y cumplían una doble función como aletas aerodinámicas para estabilizar la cápsula después de un aborto del lanzamiento. Las antenas se trasladaron al módulo de servicio del bloque II cuando se consideró que esta función era innecesaria.
En el mamparo de popa se montó una antena de banda S unificada orientable de alta ganancia 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 único reflector cuadrado de 11 pulgadas (0,28 m). Durante el lanzamiento, se plegó 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 actitud del CSM impedía que la antena de alta ganancia apuntara a la Tierra. Estas antenas también se utilizaron entre el lanzamiento y el aterrizaje del SM. [28]
La capacidad de carga útil del vehículo de lanzamiento Saturno IB utilizado para lanzar las misiones de órbita baja terrestre ( Apolo 1 (planeada), Apolo 7 , Skylab 2 , Skylab 3 , Skylab 4 y Apolo–Soyuz ) no podía soportar la masa de 66.900 libras (30.300 kg) del CSM completamente cargado. Esto no fue un problema, porque el requisito delta-v de la nave espacial de estas misiones era mucho menor que el de la misión lunar; por lo tanto, podían lanzarse con menos de la mitad de la carga completa de propulsor SPS, llenando solo los tanques de sumidero del SPS y dejando vacíos los tanques de almacenamiento. Los CSM lanzados en órbita en Saturno IB oscilaron entre 32.558 libras (14.768 kg) (Apolo–Soyuz), y 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 del SM se omitió en el Apolo 1, el Apolo 7 y los tres vuelos Skylab. Se restableció para la misión Apolo-Soyuz para comunicarse a través del satélite ATS-6 en órbita geoestacionaria, un precursor experimental del sistema TDRSS actual .
En las misiones Skylab y Apollo-Soyuz, se ahorró algo de peso seco adicional al retirar los tanques de almacenamiento de combustible y oxidante que de otro modo estarían vacíos (dejando los tanques de sumidero parcialmente llenos), junto con uno de los dos tanques de presión de helio. [29] Esto permitió la adición de algo de propulsor RCS adicional para permitir su uso como respaldo para la quema de desorbitación en caso de una posible falla del SPS. [30]
Dado que las naves espaciales destinadas a las misiones Skylab no estarían ocupadas durante la mayor parte de la misión, la demanda de energía en el sistema era menor, por lo que se eliminó una de las tres celdas de combustible de estos módulos. El módulo de comando también se pintó parcialmente de blanco para proporcionar un control térmico pasivo durante el tiempo prolongado que permanecería en órbita.
El módulo de mando podía modificarse para transportar astronautas adicionales como pasajeros, añadiéndoles asientos plegables en el compartimento de equipamiento de popa. El CM-119 estaba equipado con dos asientos plegables como vehículo de rescate Skylab , que nunca se utilizó. [31]
Notas
Citas
Se utilizó para la misión no tripulada AS-202 el 26 de agosto de 1966.
Primer plano del escudo térmico superior del CSM-115, el módulo de comando inacabado del Bloque 2 del Apolo que se encuentra sobre el Saturno.
