Velitelský a servisní modul Apollo -Apollo command and service module

Velitelský a servisní modul Apollo
Apollo CSM lunární orbit.jpg
Apollo CSM Endeavour na oběžné dráze Měsíce během Apolla 15
Výrobce Severoamerické letectví
Severoamerický Rockwell
Návrhář Maxime Faget
Země původu Spojené státy
Operátor NASA
Aplikace Posádka cislunárního letu a lunární oběžné dráhy
raketoplánu posádky
Skylabu Apollo–Sojuz Test Project
Specifikace
Typ kosmické lodi Kapsle
Startovací hmota 32 390 lb (14 690 kg) oběžná dráha Země
63 500 lb (28 800 kg) Lunární
Suchá hmota 26 300 lb (11 900 kg)
Kapacita užitečného zatížení 2 320 lb (1 050 kg)
Kapacita posádky 3
Hlasitost 218 cu ft (6,2 m 3 )
Napájení Tři palivové články 1,4 kW 30 V DC
Baterie Tři 40 ampérhodinové oxidy stříbra
Režim Nízká oběžná dráha Země
Cislunární prostor
Lunární dráha
Designový život 14 dní
Rozměry
Délka 36,2 ft (11,0 m)
Průměr 12,8 stop (3,9 m)
Výroba
Postavení V důchodu
Postavený 35
Spuštěno 19
Provozní 19
Nepodařilo se 2
Ztracený 1
Maiden start 26. února 1966 ( AS-201 )
Poslední spuštění 15. července 1975 ( Apollo–Sojuz )
Poslední důchod 24. července 1975
Servisní pohonný systém (Lunar Descent Assist)
Poháněno 1 AJ10-137
Maximální tah 91,19 kN (20 500 lbf)
Specifický impuls 314,5 sekundy (3,084 km/s)
Doba hoření 750 s
Pohonná látka Aerozine 50 / N 2 O 4
Související kosmická loď
Letěno s lunární modul Apollo
Konfigurace
Apollo-linedrawing.png
Schéma CSM Apollo Block II
←  Kosmická loď Gemini Orion (kosmická loď)

Velitelský a servisní modul Apollo ( CSM ) byl jednou ze dvou hlavních součástí kosmické lodi Apollo ve Spojených státech amerických , používané pro program Apollo , který v letech 1969 až 1972 přistával astronauty na Měsíci . CSM fungoval jako mateřská loď , která nesla posádku tří astronautů a druhé kosmické lodi Apollo, lunárního modulu Apollo , na oběžnou dráhu Měsíce a přivedl astronauty zpět na Zemi. Skládal se ze dvou částí: kónický velitelský modul, kabina, která ubytovala posádku a nesla vybavení potřebné pro návrat do atmosféry a splashdown ; a válcový servisní modul, který zajišťoval pohon, elektrickou energii a úložiště pro různé spotřební materiály potřebné během mise. Umbilikální spojení přenášelo energii a spotřební materiál mezi dva moduly. Těsně před návratem velitelského modulu při návratu domů bylo přerušeno pupeční spojení a servisní modul byl odhozen a ponechán shořet v atmosféře.

CSM byl vyvinut a postaven pro NASA společností North American Aviation počínaje listopadem 1961. Původně byl navržen tak, aby přistál na Měsíci na vrcholu přistávacího raketového stupně a vrátil všechny tři astronauty na misi s přímým výstupem , která by nepoužívala samostatný lunární modul, a tudíž neměl žádné prostředky pro připojení k jiné kosmické lodi. To, plus další požadované konstrukční změny, vedlo k rozhodnutí navrhnout dvě verze CSM: Blok I měl být použit pro mise bez posádky a let na oběžné dráze Země s jednou posádkou ( Apollo 1 ), zatímco pokročilejší Block II byl navržen pro použití s ​​lunárním modulem. Let Apolla 1 byl zrušen poté, co požár v kabině zabil posádku a zničil její velitelský modul během zkušebního startu. Opravy problémů, které způsobily požár, byly aplikovány na kosmickou loď Block II, která byla používána pro všechny kosmické lety s posádkou.

Do vesmíru bylo vypuštěno devatenáct CSM. Z nich devět letělo s lidmi na Měsíc v letech 1968 až 1972 a další dva provedli zkušební lety s posádkou na nízké oběžné dráze Země , všechny v rámci programu Apollo. Před tím létaly další čtyři CSM jako testy bez posádky Apollo, z nichž dva byly suborbitální lety a další dva byly orbitální lety . Po ukončení programu Apollo a v letech 1973–1974 přepravily tři CSM astronauty na orbitální vesmírnou stanici Skylab . Konečně v roce 1975 se poslední pilotovaný CSM připojil k sovětskému plavidlu Sojuz 19 jako součást mezinárodního zkušebního projektu Apollo–Sojuz .

Před Apollem

Koncepty pokročilé kosmické lodi s posádkou začaly před oznámením cíle přistání na Měsíci. Vozidlo pro tři osoby mělo být hlavně pro orbitální použití kolem Země. Zahrnoval by velký přetlakový pomocný orbitální modul , kde by posádka žila a pracovala celé týdny. V modulu by prováděly činnosti typu vesmírné stanice, zatímco pozdější verze by modul využívaly k přepravě nákladu na vesmírné stanice. Kosmická loď měla obsluhovat Project Olympus (LORL), skládací rotační vesmírnou stanici vypuštěnou na jediném Saturnu V . Pozdější verze by se používaly na circumlunárních letech a byly by základem pro přímý výstup na Měsíc, stejně jako pro meziplanetární mise. Koncem roku 1960 NASA vyzvala americký průmysl, aby navrhl návrhy pro vozidlo. 25. května 1961 oznámil prezident John F. Kennedy cíl přistání na Měsíci před rokem 1970, což okamžitě učinilo plány NASA Olympus Station zastaralými.

Historie vývoje

Když NASA 28. listopadu 1961 udělila počáteční kontrakt na Apollo společnosti North American Aviation, stále se předpokládalo, že přistání na Měsíci bude dosaženo přímým výstupem spíše než setkáním na oběžné dráze Měsíce . Proto návrh pokračoval bez prostředků pro připojení velitelského modulu k lunárnímu exkurznímu modulu (LEM) . Ale změna na setkání na oběžné dráze Měsíce a několik technických překážek, s nimiž se setkaly některé subsystémy (jako je kontrola životního prostředí), brzy jasně ukázaly, že bude zapotřebí zásadní přepracování. V roce 1963 se NASA rozhodla, že nejúčinnějším způsobem, jak udržet program na správné cestě, je pokračovat ve vývoji ve dvou verzích:

  • Blok I bude pokračovat v předběžném návrhu, který bude použit pouze pro počáteční testovací lety na nízké oběžné dráze Země.
  • Block II by byla verze s lunárním prostorem, včetně dokovacího poklopu a zahrnujícího snížení hmotnosti a poučení z bloku I. Detailní návrh dokovací schopnosti závisel na návrhu LEM, který byl smluvně zadán společnosti Grumman Aircraft Engineering .

V lednu 1964 začala North American představovat detaily návrhu bloku II NASA. Kosmické lodě Block I byly použity pro všechny zkušební lety Saturn 1B a Saturn V bez posádky. Původně byly plánovány dva lety s posádkou, ale koncem roku 1966 to bylo zredukováno na jeden. Tato mise, označená jako AS-204, ale její letová posádka pojmenovaná Apollo 1 , byla plánována ke startu 21. února 1967. Během generální zkoušky na start 27. ledna byli všichni tři astronauti ( Gus Grissom , Ed White a Roger Chaffee ) zabiti při požáru kabiny, který odhalil vážné nedostatky v designu, konstrukci a údržbě v bloku I, z nichž mnohé byly přeneseny do velitelských modulů bloku II. postavený v té době.

Po důkladném šetření revizní komisí Apollo 204 bylo rozhodnuto ukončit fázi I. bloku s posádkou a předefinovat blok II tak, aby zahrnoval doporučení revizní komise . Block II obsahoval revidovaný design tepelného štítu CM, který byl testován na letech bez posádky Apollo 4 a Apollo 6, takže první vesmírná loď Block II letěla na první misi s posádkou, Apollo 7 .

Oba bloky byly v podstatě podobné v celkových rozměrech, ale několik konstrukčních vylepšení mělo za následek snížení hmotnosti v bloku II. Také palivové nádrže servisního modulu Block I byly o něco větší než v bloku II. Kosmická loď Apollo 1 vážila přibližně 45 000 liber (20 000 kg), zatímco Block II Apollo 7 vážila 36 400 lb (16 500 kg). (Tyto dvě orbitální lodě Země byly lehčí než lodě, které se později vydaly na Měsíc, protože nesly pohonnou hmotu pouze v jedné sadě nádrží a nenesly anténu v pásmu S s vysokým ziskem.) Ve specifikacích uvedených níže, pokud jinak uvedeno, všechny uvedené hmotnosti platí pro kosmickou loď Block II.

Celkové náklady na CSM na vývoj a vyrobené jednotky byly 36,9  miliardy dolarů v dolarech za rok 2016, upravené z nominálních celkových 3,7 miliardy dolarů pomocí indexů inflace NASA New Start.

Řídicí modul (CM)

Vnitřní uspořádání velitelského modulu

Velitelský modul byl komolý kužel ( frustum ) o průměru 12 stop 10 palců (3,91 m) napříč základnou a výšce 11 stop 5 palců (3,48 m) včetně dokovací sondy a miskovitého zadního tepelného štítu. Přední oddíl obsahoval dva trysky řídicího systému reakce , dokovací tunel a přistávací systém na Zemi. Vnitřní tlaková nádoba obsahovala ubytování pro posádku, prostory pro vybavení, ovládací prvky a displeje a mnoho systémů kosmických lodí . Zadní oddíl obsahoval 10 motorů pro řízení reakce a jejich související nádrže na pohonné hmoty , nádrže na sladkou vodu a pupeční kabely CSM .

Konstrukce

Velitelský modul byl postaven v továrně North American v Downey v Kalifornii a sestával ze dvou základních struktur spojených dohromady: vnitřní konstrukce (tlakový plášť) a vnější konstrukce.

Vnitřní struktura byla hliníková sendvičová konstrukce sestávající ze svařovaného hliníkového vnitřního pláště, adhezivního hliníkového voštinového jádra a vnějšího čelního plechu. Tloušťka voštiny se měnila od přibližně 1,5 palce (3,8 cm) u základny do přibližně 0,25 palce (0,64 cm) u předního přístupového tunelu. Touto vnitřní strukturou byl přetlakový prostor pro posádku.

Vnější konstrukce byla vyrobena z nerezové oceli pájené-voštinové pájené mezi čelními plechy z ocelové slitiny. Lišila se v tloušťce od 0,5 palce do 2,5 palce. Část plochy mezi vnitřním a vnějším pláštěm byla jako dodatečná tepelná ochrana vyplněna vrstvou izolace ze skelných vláken .

Tepelná ochrana (tepelný štít)

Velitelský modul se vrací do atmosféry pod nenulovým úhlem náběhu , aby se zřídil vstup pro zvedání a řídil místo přistání (umělecké ztvárnění)

Ablativní tepelný štít na vnější straně CM chránil kapsli před teplem zpětného vstupu , které je dostatečné k roztavení většiny kovů. Tento tepelný štít byl složen z fenolové formaldehydové pryskyřice . Během opětovného vstupu tento materiál zuhelnatěl a roztavil se, absorboval a odváděl intenzivní teplo v procesu. Tepelný štít má několik vnějších povlaků: těsnění pórů, bariéru proti vlhkosti (bílý reflexní povlak) a stříbrný tepelný povlak Mylar, který vypadá jako hliníková fólie.

Tepelný štít se měnil v tloušťce od 2 palců (5,1 cm) v zadní části (základna kapsle, která směřovala dopředu během návratu) do 0,5 palce (1,3 cm) v prostoru pro posádku a předních částech. Celková hmotnost štítu byla asi 3000 liber (1400 kg).

Přední přihrádka

Přední oddíl o výšce 1 stopa-11 palců (0,58 m) byl oblastí vně vnitřní tlakové skořepiny v přední části kapsle, která se nachází kolem předního dokovacího tunelu a je kryta předním tepelným štítem. Oddíl byl rozdělen na čtyři 90stupňové segmenty, které obsahovaly přistávací zařízení na Zemi (všechny padáky, záchranné antény a majákové světlo a záchranný popruh na moře), dva trysky pro řízení reakce a mechanismus pro uvolnění tepelného štítu.

Ve výšce asi 25 000 stop (7 600 m) během návratu byl odhozen přední tepelný štít, aby se odhalilo přistávací zařízení na Zemi a umožnilo rozmístění padáků.

Zadní oddíl

Zadní oddíl o výšce 1 stopa-8 palců (0,51 m) byl umístěn kolem obvodu velitelského modulu v jeho nejširší části, těsně před (nad) zadním tepelným štítem. Oddíl byl rozdělen na 24 polí obsahujících 10 motorů pro řízení reakce; nádrže na palivo, okysličovadlo a helium pro subsystém řízení reakce CM; nádrže na vodu; deformovatelná žebra systému tlumení nárazu; a řadu nástrojů. Umbilika CM-SM, místo, kde kabeláž a potrubí vedly z jednoho modulu do druhého, bylo také v zadním prostoru. Panely tepelného štítu pokrývajícího zadní prostor byly odnímatelné pro údržbu zařízení před letem.

Zemský přistávací systém

Zmenšený model velitelského a servisního modulu Apollo v Euro Space Center v Belgii
Velitelský modul Apolla 15 šplouchá v Tichém oceánu, 1971.

Komponenty ELS byly umístěny kolem předního dokovacího tunelu. Přední oddělení bylo odděleno od centrálního přepážkou a bylo rozděleno do čtyř 90stupňových klínů. ELS se skládala ze dvou protihlukových padáků s minomety , tří hlavních padáků , tří pilotních padáků pro nasazení hlavní, tří nafukovacích vaků pro vzpřímení kapsle v případě potřeby, lana pro zotavení z moře, značkovače barviva a plavecké umbilikály.

Těžiště velitelského modulu bylo posunuto zhruba o stopu od středu tlaku (podél osy symetrie). To poskytlo rotační moment během opětovného vstupu, naklonění kapsle a poskytnutí určitého zdvihu ( poměr zdvihu k odporu asi 0,368). Kapsle byla poté řízena otáčením kapsle pomocí tlačných zařízení; když nebylo vyžadováno žádné řízení, kapsle se pomalu otáčela a efekty zdvihu se vyrušily. Tento systém značně omezil g -sílu , kterou astronauti zažívali, umožnil přiměřené množství směrové kontroly a umožnil zacílit bod rozstřiku kapsle na vzdálenost několika mil.

Ve výšce 24 000 stop (7 300 m) byl přední tepelný štít odhozen pomocí čtyř tlakových plynových pružin. Poté byly rozmístěny padáky, které zpomalily kosmickou loď na 125 mil za hodinu (201 kilometrů za hodinu). Ve výšce 10 700 stop (3 300 m) byly odhozeny hydrogy a nasazeny pilotní padáky, které vytáhly síť. Ty zpomalily CM na 22 mil za hodinu (35 kilometrů za hodinu) pro splashdown. Část kapsle, která se jako první dostala do kontaktu s vodní hladinou, obsahovala čtyři drtitelná žebra pro další zmírnění síly nárazu. Velitelský modul mohl bezpečně seskočit na přistání v oceánu pouze se dvěma nasazenými padáky (jak tomu bylo u Apolla 15 ), třetí padák je bezpečnostní opatření.

Systém řízení reakce

Systém řízení polohy velitelského modulu sestával z dvanácti trysek řízení polohy o síle 93 liber (410 N), z nichž deset bylo umístěno v zadním prostoru a dva v předním prostoru. Ty byly zásobovány čtyřmi nádržemi obsahujícími 270 liber (120 kg) monomethylhydrazinového paliva a oxidantu dusíku a natlakované 1,1 libry (0,50 kg) helia skladovaného při 4 150 librách na čtvereční palec (28,6 MPa) ve dvou nádržích.

Poklopy

Přední dokovací poklop byl namontován v horní části dokovacího tunelu. Měl 30 palců (76 cm) v průměru a vážil 80 liber (36 kg), zkonstruovaný ze dvou opracovaných prstenců, které byly svařeny a spojeny s pájeným voštinovým panelem. Vnější strana byla pokryta 0,5palcovým (13 mm) izolací a vrstvou hliníkové fólie. Byl zajištěn na šesti místech a ovládal se pomocí rukojeti čerpadla. Poklop obsahoval ve svém středu ventil, který se používal k vyrovnání tlaku mezi tunelem a CM, aby bylo možné poklop vyjmout.

Jednotný poklop pro posádku (UCH) měřil 29 palců (74 cm) na výšku, 34 palců (86 cm) na šířku a vážil 225 liber (102 kg). Byl ovládán klikou pumpy, která poháněla západkový mechanismus pro současné otevření nebo zavření patnácti západek.

Dokovací sestava

Mise Apolla vyžadovala, aby LM zakotvila s CSM při návratu z Měsíce a také při transpozičním , dokovacím a extrakčním manévru na začátku translunárního pobřeží. Dokovací mechanismus byl neandrogynní systém sestávající ze sondy umístěné v nosu CSM, která se připojovala k droge , komolému kuželu umístěnému na lunárním modulu. Sonda byla natažena jako nůžkový zvedák , aby zachytila ​​hydrogea při prvním kontaktu, známém jako měkké dokování . Poté byla sonda zatažena, aby se vozidla stáhla k sobě a vytvořilo se pevné spojení, známé jako „pevné dokování“. Mechanismus byl specifikován NASA, aby měl následující funkce:

  • Umožněte spojení dvou vozidel a ztlumte nadměrný pohyb a energii způsobenou dokováním
  • Vyrovnejte a vycentrujte dvě vozidla a přitáhněte je k sobě, abyste je mohli zajmout
  • Zajistěte pevné konstrukční spojení mezi oběma vozidly a je možné je vyjmout a znovu nainstalovat jedním členem posádky
  • Zajistěte prostředek pro vzdálené oddělení obou vozidel pro návrat na Zemi pomocí pyrotechnických spojovacích prostředků na obvodu dokovacího límce CSM
  • Zajistěte redundantní napájení a logické obvody pro všechny elektrické a pyrotechnické komponenty.

Spojka

Hlava sondy umístěná v CSM byla samostředící a kardanově připevněná k pístu sondy. Když se hlavice sondy zasunula do otvoru vodící objímky, stlačily se a zapadly tři pružinové západky. Tyto západky umožňovaly stav takzvaného „měkkého doku“ a umožňovaly zmírnění klopení a vybočení ve dvou vozidlech. Nadměrný pohyb ve vozidlech během procesu „pevného doku“ by mohl způsobit poškození dokovacího kroužku a namáhat horní tunel. Stlačený uzamykací spoušťový článek u každé západky umožnil odpružené cívce pohybovat se dopředu a udržovat páčkové spojení v uzamčené poloze nad středem. Na horním konci tunelu lunárního modulu byla přijímacím koncem záchytných západek hlavice sondy droga, která byla zkonstruována z hliníkového voštinového jádra o tloušťce 1 palec, spojeného přední a zadní částí s hliníkovými čelními plechy.

Odvolání

Po počátečním zachycení a stabilizaci vozidel byla sonda schopna vyvinout uzavírací sílu 1 000 liber (4,4 kN), aby vozidla přitáhla k sobě. Tato síla byla generována tlakem plynu působícím na středový píst ve válci sondy. Zatažení pístu stlačilo těsnění sondy a rozhraní a aktivovalo 12 automatických kroužkových západek, které byly umístěny radiálně kolem vnitřního povrchu dokovacího kroužku CSM. Západky byly ručně znovu nataženy v dokovacím tunelu astronautem po každém tvrdém dokování (lunární mise vyžadovaly dvě dokování).

Oddělení

Automatická vysunovací západka připojená k tělesu válce sondy zapadla a udržela střední píst sondy v zatažené poloze. Před oddělením vozidla na oběžné dráze Měsíce bylo provedeno ruční natažení dvanácti prstencových západek. Oddělovací síla od vnitřního tlaku v oblasti tunelu byla poté přenášena z prstencových západek na sondu a drogu. Při odpojování bylo uvolnění záchytných západek provedeno elektricky aktivovanými tandemovými stejnosměrnými rotačními solenoidy umístěnými ve středovém pístu. V podmínkách zhoršené teploty byla v lunárním modulu ručně provedena operace uvolnění jednoho motoru stisknutím zajišťovací cívky skrz otevřený otvor v hlavách sond, zatímco uvolnění z CSM bylo provedeno otočením uvolňovací rukojeti na zadní straně sondy. pro ruční otáčení momentového hřídele motoru. Když se velitelský a lunární modul naposledy oddělily, sonda a přední dokovací prstenec byly pyrotechnicky odděleny a veškeré dokovací zařízení zůstalo připojeno k lunárnímu modulu. V případě přerušení startu ze Země by stejný systém explozivně odhodil dokovací prstenec a sondu od CM, když se oddělovaly od ochranného krytu.

Uspořádání interiéru kabiny

Hlavní ovládací panel
Původní kokpit velitelského modulu Apolla 11 se třemi sedadly, foceno shora. Nachází se v Národním muzeu letectví a kosmonautiky , snímek s velmi vysokým rozlišením byl vytvořen v roce 2007 Smithsonian Institution .

Centrální tlaková nádoba velitelského modulu byla jeho jediným obytným prostorem. Měl vnitřní objem 210 kubických stop (5,9 m 3 ) a byly v něm umístěny hlavní ovládací panely, sedadla posádky, naváděcí a navigační systémy, skříňky na jídlo a vybavení, systém nakládání s odpady a dokovací tunel.

Přední části kabiny dominoval hlavní zobrazovací panel ve tvaru půlměsíce o rozměrech téměř 7 stop (2,1 m) na šířku a 3 stopy (0,91 m) na výšku. Byl uspořádán do tří panelů, z nichž každý zdůrazňoval povinnosti každého člena posádky. Panel velitele mise (levá strana) obsahoval ukazatele rychlosti , polohy a výšky , primární ovládání letu a hlavní FDAI (Flight Director Attitude Indicator).

Pilot CM sloužil jako navigátor, takže jeho ovládací panel (uprostřed) obsahoval ovládací prvky počítače navádění a navigace , panel výstražných a varovných indikátorů, časovač událostí, ovládací prvky servisního pohonného systému a RCS a ovládací prvky systému řízení prostředí.

Pilot LM sloužil jako systémový inženýr, takže jeho ovládací panel (na pravé straně) obsahoval měřidla a ovládací prvky palivových článků , elektrické a akumulátorové ovládací prvky a ovládací prvky komunikace.

Po stranách hlavního panelu byly sady menších ovládacích panelů. Na levé straně byl panel jističe , ovládací prvky zvuku a ovládací prvky napájení SCS. Vpravo byly další jističe a redundantní ovládací panel zvuku spolu s přepínači ovládání prostředí. Panely ovládacích modulů zahrnovaly celkem 24 přístrojů, 566 spínačů, 40 indikátorů událostí a 71 světel.

Tři pohovky pro posádku byly vyrobeny z dutých ocelových trubek a potaženy těžkou, ohnivzdornou látkou známou jako Armalon. Nožní části dvou vnějších pohovek bylo možné složit v různých polohách, zatímco pánev kyčlí středního gauče bylo možné odpojit a položit na zadní přepážku. Jeden rotační a jeden translační ruční ovladač byl instalován na područky levého gauče. Ovladač překladu používal člen posádky provádějící transpoziční, dokovací a extrakční manévr s LM, obvykle pilot CM. Střední a pravá pohovka měly duplicitní ovladače rotace. Lehátka byla podepřena osmi vzpěrami tlumícími nárazy, které byly navrženy tak, aby zmírnily dopad přistání na vodě nebo v případě nouzového přistání na pevnou zem.

Souvislý prostor kabiny byl uspořádán do šesti prostorů pro vybavení:

Naváděcí a navigační zařízení
  • Spodní prostor pro vybavení, ve kterém se nacházel počítač navádění a navigace , sextant , dalekohled a inerciální měřicí jednotka ; různé komunikační majáky; lékařské obchody; audio centrum; výkonový zesilovač pro pásmo S ; atd. Na stěně zálivu byl také namontovaný zvláštní ruční ovladač rotace, takže pilot/navigátor CM mohl otáčet kosmickou loď podle potřeby, když stál a díval se dalekohledem, aby našel hvězdy, aby mohl provést navigační měření sextantem. Tato zátoka poskytovala značné množství prostoru pro pohyb astronautů, na rozdíl od stísněných podmínek, které existovaly v předchozí kosmické lodi Mercury a Gemini .
  • Levý přední prostor pro vybavení, který obsahoval čtyři přihrádky na potraviny, výměník tepla v kabině , konektor tlakového obleku , přívod pitné vody a okuláry dalekohledu G&N .
  • Pravý přední prostor pro vybavení, ve kterém se nacházely dva kontejnery na soupravu pro přežití , sada datových karet, knihy a soubory letových údajů a další dokumentace mise.
  • Levá šachta pro střední zařízení, ve které je uložena kyslíková vyrovnávací nádrž, systém dodávky vody, zásoby potravin, ovládací prvky přetlakového ventilu v kabině a balíček ECS.
  • Pravý prostor pro střední vybavení, který obsahoval soupravy biologických přístrojů, systém nakládání s odpady, potraviny a hygienické potřeby a přihrádku na skladování odpadu.
  • Zadní úložný prostor za pohovkami posádky. Zde se nacházelo vybavení 70 mm kamery , oděvy astronauta, sady nářadí, úložné tašky, hasicí přístroj , absorbéry CO 2 , lana pro omezení spánku, sady pro údržbu skafandrů , vybavení 16 mm kamery a nádoba na pohotovostní lunární vzorky.

CM měl pět oken. Dvě boční okna měřila 9 palců (23 cm) čtverečních vedle levého a pravého gauče. Dvě dopředu směřující trojúhelníková schůzková okna o rozměrech 8 x 9 palců (20 x 23 cm), používaná jako pomoc při setkání a přistání s LM. Okénko kruhového poklopu mělo průměr 9 palců (23 cm) umístěné přímo nad středovou pohovkou. Každá okenní sestava se skládala ze tří silných tabulí skla. Vnitřní dvě tabule, které byly vyrobeny z hlinitokřemičitanu , tvořily součást tlakové nádoby modulu. Vnější deska z taveného křemene sloužila jako štít proti troskám a jako součást tepelného štítu. Každá tabule měla na vnitřním povrchu antireflexní vrstvu a modro-červenou reflexní vrstvu.

Specifikace

Velitelský modul Apolla 14 Kitty Hawk v Kennedy Space Center na Floridě.
Velitelský modul Apolla 15 Endeavour v Národním muzeu letectva Spojených států , Dayton, Ohio
  • Posádka: 3
  • Objem kabiny posádky: 210 cu ft (5,9 m 3 ) obytný prostor, přetlakový 366 cu ft (10,4 m 3 )
  • Délka: 11,4 ft (3,5 m)
  • Průměr: 12,8 ft (3,9 m)
  • Hmotnost: 12 250 lb (5 560 kg)
    • Hmotnost konstrukce: 3 450 lb (1 560 kg)
    • Hmotnost tepelného štítu: 1 869 lb (848 kg)
    • Hmotnost motoru RCS: 12 × 73,3 lb (33,2 kg)
    • Hmotnost vyprošťovacího zařízení: 540 lb (240 kg)
    • Hmotnost navigačního zařízení: 1 113 lb (505 kg)
    • Hmotnost telemetrického zařízení: 440 lb (200 kg)
    • Hmotnost elektrického zařízení: 1 540 lb (700 kg)
    • Hmotnost komunikačního systému: 220 lb (100 kg)
    • Hmotnost lehátek a zásob pro posádku: 1 210 lb (550 kg)
    • Hmotnost systému kontroly prostředí: 440 lb (200 kg)
    • Různé pohotovostní hmotnost: 440 lb (200 kg)
  • RCS: dvanáct trysek 93 lbf (410 N), střílející ve dvojicích
  • Pohonné hmoty RCS: MMH/ N
    2
    Ó
    4
  • Hmotnost pohonné hmoty RCS: 270 lb (120 kg)
  • Kapacita pitné vody: 33 lb (15 kg)
  • Kapacita odpadní vody: 58 lb (26 kg)
  • Pračka CO 2 : hydroxid lithný
  • Pohlcovač pachů: aktivní uhlí
  • Baterie elektrického systému: tři 40 ampérhodinové stříbrno-zinkové baterie ; dvě 0,75 ampérhodinové stříbrno-zinkové pyrotechnické baterie
  • Padáky: dva 16,5stopé (5,0 m) kónické závěsné padáky; tři 7,2stopé (2,2 m) pilotní padáky s kruhovou drážkou; tři hlavní padáky s kroužkovou plachtou o délce 83,5 stop (25,5 m).

Prameny:

Servisní modul (SM)

Vnitřní součásti servisního modulu Block II

Konstrukce

Servisní modul byla válcová konstrukce bez tlaku o průměru 12 stop 10 palců (3,91 m) a 14 stop 10 palců (4,52 m) délky. Tryska provozního hnacího motoru a tepelný štít zvýšily celkovou výšku na 24 stop 7 palců (7,49 m). Interiér byl jednoduchou konstrukcí sestávající z centrální tunelové sekce o průměru 44 palců (1,1 m), obklopené šesti kruhovými sektory. Sektory byly zakončeny přední přepážkou a kapotáží, oddělenými šesti radiálními nosníky, pokrytými zvenčí čtyřmi plástovými panely a podepřenými zadní přepážkou a tepelným štítem motoru. Sektory nebyly všechny shodné s úhly 60°, ale měnily se podle požadované velikosti.

  • Sektor 1 (50°) byl původně nevyužitý, takže byl naplněn zátěží , aby se zachovalo těžiště SM.
Při posledních třech misích při přistání na Měsíci ( třída IJ ) nesl vědecký přístrojový modul (SIM) s výkonnou kamerou s ohniskovou vzdáleností Itek 24 palců (610 mm), původně vyvinutou pro průzkumná letadla Lockheed U-2 a SR-71 . Fotoaparát vyfotografoval Měsíc; kdyby S-IVB selhal a způsobil by, že CSM neopustí oběžnou dráhu Země, astronauti by jej použili k fotografování Země. SIM měla také další senzory a subsatelit .
  • Sektor 2 (70°) obsahoval jímku okysličovadla servisního pohonného systému (SPS), nazývanou tak proto, že přímo zásobovala motor a byla nepřetržitě naplněna samostatnou zásobní nádrží, dokud nebyla prázdná. Záchytná nádrž byla válec s polokulovitými konci, 153,8 palce (3,91 m) vysoký, 51 palců (1,3 m) v průměru a obsahoval 13 923 liber (6 315 kg) okysličovadla. Jeho celkový objem byl 161,48 cu ft (4,573 m 3 )
  • Sektor 3 (60°) obsahoval zásobní nádrž oxidačního činidla SPS, která měla stejný tvar jako jímka, ale byla o něco menší s výškou 154,47 palce (3,924 m) a průměrem 44 palců (1,1 m) a pojala 11 284 liber (5 118 kg). ) oxidačního činidla. Jeho celkový objem byl 128,52 cu ft (3,639 m 3 )
  • Sektor 4 (50°) obsahoval palivové články elektrického systému (EPS) s vodíkovými a kyslíkovými reaktanty.
  • Sektor 5 (70°) obsahoval palivovou jímku SPS. To bylo stejné velikosti jako nádrž okysličovadla a obsahovalo 8 708 liber (3 950 kg) paliva.
  • Sektor 6 (60°) obsahoval skladovací nádrž paliva SPS, rovněž stejné velikosti jako skladovací nádrž okysličovadla. Pojalo 7 058 liber (3 201 kg) paliva.

Přední kapotáž měřila 1 stopu 11 palců (58 cm) na délku a obsahovala počítač řídicího systému reakce (RCS), blok rozvodu energie, řídicí jednotku ECS, řídicí jednotku separace a komponenty pro anténu s vysokým ziskem a zahrnovala osm radiátorů EPS a umbilikální spojovací rameno obsahující hlavní elektrické a instalatérské připojení k CM. Kapotáž externě obsahovala zatahovací přední reflektor ; světlomet EVA , který pomáhá pilotovi velitelského modulu při vyhledávání filmu na SIM; a blikající maják setkání viditelný ze vzdálenosti 54 námořních mil (100 km) jako navigační pomůcka pro setkání s LM.

SM byl připojen k CM pomocí tří napínacích spon a šesti kompresních podložek. Napínacími sponami byly pásy z nerezové oceli přišroubované k zadnímu tepelnému štítu CM. Zůstal připojen k velitelskému modulu po většinu mise, dokud nebyl odhozen těsně před opětovným vstupem do zemské atmosféry. Při odhození byly pupeční spoje CM přerušeny pomocí pyrotechnicky aktivované gilotinové sestavy. Po odhození zadní translační trysky SM automaticky nepřetržitě střílely, aby se vzdalovaly od CM, dokud nebylo vyčerpáno buď palivo RCS, nebo energie palivového článku. Rotační trysky byly také vypáleny po dobu pěti sekund, aby se ujistil, že sleduje jinou trajektorii než CM a rychlejší rozpad při opětovném vstupu.

Servisní pohonný systém

Pohonný systém servisního modulu Apollo

Motor servisního pohonného systému ( SPS ) byl původně navržen pro zvednutí CSM z povrchu Měsíce v režimu přímého výstupu . Zvoleným motorem byl AJ10-137 , který používal Aerozine 50 jako palivo a oxid dusíku (N 2 O 4 ) jako okysličovadlo pro vytvoření tahu 20 500 lbf (91 kN). V dubnu 1962 byla podepsána smlouva se společností Aerojet-General na zahájení vývoje motoru, což vedlo k dvojnásobné úrovni tahu, než bylo potřeba k uskutečnění režimu mise setkání na oběžné dráze (LOR), oficiálně zvoleného v červenci téhož roku. Motor byl ve skutečnosti použit pro korekce středního kurzu mezi Zemí a Měsícem a pro umístění kosmické lodi na a mimo měsíční oběžnou dráhu. Sloužil také jako retroraketa k provedení deorbitového spalování pro orbitální lety Země.

Pohonné látky byly do motoru pod tlakem přiváděny pomocí 39,2 kubických stop (1,11 m 3 ) plynného helia při 3 600 librách na čtvereční palec (25 MPa), nesených ve dvou kulových nádržích o průměru 40 palců (1,0 m).

Výfuková tryska měřila 152,82 palce (3,882 m) na délku a 98,48 palce (2,501 m) na šířku v základně. Byl namontován na dvou kardanových závěsech , aby byl vektor tahu zarovnán s těžištěm kosmické lodi během střelby SPS. Spalovací komora a tlakové nádrže byly umístěny ve středovém tunelu.

Systém řízení reakce

Čtyřkolka RCS obsahující čtyři trysky R-4D, které se používají na servisním modulu Apollo

Kolem horní části SM byly každých 90° instalovány čtyři skupiny čtyř trysek systému řízení reakce (RCS) (známých jako „čtyřkolky“). Uspořádání se šestnácti tryskami zajišťovalo řízení rotace a posunu ve všech třech osách kosmické lodi. Každá tryska R-4D měřila 12 palců (30 cm) na délku a 6 palců (15 cm) v průměru, vytvářela tah 100 liber (440 N) a jako palivo a oxid dusíku (NTO) používal monomethylhydrazin (MMH) napájený heliem. ) jako okysličovadlo. Každá sestava čtyřkolky měřila 2,2 x 2,7 stop (0,67 x 0,82 m) a měla své vlastní nádrže na palivo, okysličovadlo a helium namontované na vnitřní straně potahového panelu o rozměrech 8 x 2,75 stop (2,44 x 0,84 m). Nádrž primárního paliva (MMH) obsahovala 69,1 liber (31,3 kg); sekundární palivová nádrž obsahovala 45,2 liber (20,5 kg); nádrž primárního okysličovadla obsahovala 137,0 liber (62,1 kg) a nádrž sekundárního okysličovadla obsahovala 89,2 liber (40,5 kg). Nádrže na pohonnou látku byly natlakovány z jediné nádrže obsahující 1,35 libry (0,61 kg) kapalného helia. Zpětnému proudění bylo zabráněno řadou zpětných ventilů a požadavky na zpětný proud a zbytkový odpad byly vyřešeny tím, že palivo a okysličovadlo byly uloženy v teflonových měchýřích, které oddělovaly pohonné látky od tlakové látky helia.

Čtyři zcela nezávislé clustery RCS poskytovaly redundanci; pouze dvě sousední funkční jednotky byly potřeba k umožnění úplné kontroly polohy.

Lunární modul používal pro svůj RCS podobné uspořádání čtyř čtyřčlenných náporových motorů R-4D.

Systém elektrické energie

Tři z těchto palivových článků dodávaly energii kosmické lodi při lunárních letech.

Elektrickou energii vyráběly tři palivové články , z nichž každý měří 44 palců (1,1 m) na výšku a 22 palců (0,56 m) v průměru a váží 245 liber (111 kg). Tyto kombinovaly vodík a kyslík k výrobě elektrické energie a jako vedlejší produkt produkovaly pitnou vodu. Buňky byly napájeny dvěma polokulovitými válcovými nádržemi o průměru 31,75 palce (0,806 m), z nichž každá obsahovala 29 liber (13 kg) kapalného vodíku, a dvěma kulovými nádržemi o průměru 26 palců (0,66 m), z nichž každá pojala 326 liber (148 kg) kapalného kyslíku (který také zásoboval systém řízení prostředí).

Při letu Apolla 13 byl EPS vyřazen explozivním prasknutím jedné kyslíkové nádrže, která prorazila druhou nádrž a vedla ke ztrátě veškerého kyslíku. Po nehodě byla přidána třetí kyslíková nádrž, aby se zabránilo provozu pod 50% kapacity nádrže. To umožnilo eliminovat vnitřní míchací ventilátorové zařízení tanku, které přispělo k poruše.

Počínaje Apollem 14 byla k SM přidána pomocná baterie 400 Ah pro nouzové použití. Apollo 13 v prvních hodinách po explozi silně vyčerpalo své vstupní baterie, a přestože tato nová baterie nemohla napájet CM po dobu delší než 5–10 hodin, získala by čas v případě dočasné ztráty všech tří palivových článků. . K takové události došlo, když Apollo 12 během startu dvakrát zasáhl blesk.

Systém kontroly prostředí

Atmosféra v kabině byla udržována na 5 liber na čtvereční palec (34 kPa) čistého kyslíku ze stejných nádrží na kapalný kyslík, které napájely palivové články elektrického energetického systému. Pitná voda dodávaná palivovými články byla skladována pro pití a přípravu jídel. Systém řízení teploty využívající jako chladicí kapalinu směs vody a etylenglykolu odváděl odpadní teplo z kabiny CM a elektroniky do vesmíru prostřednictvím dvou radiátorů o ploše 30 čtverečních stop (2,8 m 2 ) umístěných ve spodní části vnějších stěn, jeden pokrývající sektory 2 a 3 a ostatní pokrývající sektory 5 a 6.

Komunikační systém

VHF scimitar antény namontované na servisním modulu.

Komunikace na krátkou vzdálenost mezi CSM a LM využívala dvě VHF scimitarové antény namontované na SM těsně nad ECS zářiči. Tyto antény byly původně umístěny na velitelském modulu bloku I a plnily dvojitou funkci jako aerodynamické tahy ke stabilizaci kapsle po přerušení startu. Antény byly přesunuty do servisního modulu Block II, když byla tato funkce shledána zbytečnou.

Na zadní přepážce byla namontována řiditelná sjednocená anténa s vysokým ziskem v pásmu S pro komunikaci na velké vzdálenosti se Zemí. Jednalo se o pole čtyř reflektorů o průměru 31 palců (0,79 m) obklopujících jeden čtvercový reflektor o průměru 11 palců (0,28 m). Během startu byl složen rovnoběžně s hlavním motorem, aby se vešel do adaptéru Spacecraft-to-LM (SLA) . Po oddělení CSM od SLA se rozmístil v pravém úhlu k SM.

Čtyři všesměrové antény v pásmu S na CM byly použity, když poloha CSM zabránila tomu, aby anténa s vysokým ziskem byla nasměrována na Zemi. Tyto antény byly také použity mezi SM odhozením a přistáním.

Specifikace

  • Délka: 24,8 stop (7,6 m)
  • Průměr: 12,8 ft (3,9 m)
  • Hmotnost: 54 060 lb (24 520 kg)
    • Hmotnost konstrukce: 4 200 lb (1 900 kg)
    • Hmotnost elektrického zařízení: 2 600 lb (1 200 kg)
    • Hmotnost motoru Service Propulsion (SPS): 6 600 lb (3 000 kg)
    • Pohonné hmoty motoru SPS: 40 590 lb (18 410 kg)
  • Tah RCS: 2 nebo 4 × 100 lbf (440 N)
  • Pohonné hmoty RCS: MMH / N
    2
    Ó
    4
  • Tah motoru SPS: 20 500 lbf (91 000 N)
  • Pohonné hmoty motoru SPS: ( UDMH / N
    2
    H
    4
    )/ N
    2
    Ó
    4
  • SPS I sp : 314 s (3 100 N·s/kg)
  • Kosmická loď delta-v: 9 200 stop/s (2 800 m/s)
  • Elektrický systém: tři palivové články 1,4 kW 30 V DC

Úpravy pro mise Saturn IB

Apollo CSM v bílé barvě pro misi Skylab, připojené k vesmírné stanici Skylab

Schopnost užitečného zatížení nosné rakety Saturn IB používané k vypuštění misí na nízkou oběžnou dráhu ( Apollo 1 (plánováno), Apollo 7 , Skylab 2 , Skylab 3 , Skylab 4 a Apollo–Sojuz ) nezvládla 66 900 liber (30 300 kg) hmotnost plně naplněného CSM. To nebyl problém, protože požadavky na delta-v kosmických lodí u těchto misí byly mnohem menší než u lunárních misí; proto mohly být spuštěny s méně než polovinou plného zatížení SPS pohonnou látkou, a to naplněním pouze jímek SPS a ponecháním prázdných skladovacích nádrží. CSM vypuštěné na oběžné dráze na Saturn IB se pohybovaly od 32 558 liber (14 768 kg) (Apollo–Sojuz) do 46 000 liber (21 000 kg) (Skylab 4).

Všesměrové antény postačovaly pro pozemní komunikaci během orbitálních misí kolem Země, takže anténa v pásmu S s vysokým ziskem na SM byla u Apolla 1, Apolla 7 a tří letů Skylab vynechána. Byl obnoven pro misi Apollo–Sojuz, aby komunikoval prostřednictvím satelitu ATS-6 na geostacionární oběžné dráze, experimentálního předchůdce současného systému TDRSS .

Na misích Skylab a Apollo–Sojuz byla ušetřena další suchá hmotnost odstraněním jinak prázdných nádrží na palivo a okysličovadlo (ponecháním částečně naplněných jímek) spolu s jednou ze dvou tlakových nádrží s héliem. To umožnilo přidání nějaké další pohonné látky RCS, aby bylo možné použít jako zálohu pro spálení deorbity v případě možného selhání SPS.

Vzhledem k tomu, že kosmická loď pro mise Skylab nebyla po většinu mise obsazena, byly nižší nároky na energetický systém, takže jeden ze tří palivových článků byl z těchto SM vypuštěn. Velitelský modul byl také částečně natřen bílou barvou, aby poskytoval pasivní tepelné řízení po delší dobu, po kterou zůstane na oběžné dráze.

Velitelský modul by mohl být upraven tak, aby nesl další astronauty jako pasažéry přidáním pohovek se sedadly do zadního prostoru pro vybavení. CM-119 byl vybaven dvěma skokanskými sedadly jako vozidlo Skylab Rescue , které nebylo nikdy použito.

Hlavní rozdíly mezi blokem I a blokem II

Velitelský modul

Exteriér velitelského modulu bloku I
  • Block II používal jednodílný, rychle se uvolňující, ven otevíraný poklop namísto dvoudílného konektorového poklopu používaného u Bloku I, ve kterém bylo nutné odšroubovat vnitřní kus a umístit ho do kabiny, aby bylo možné vstoupit nebo vystoupit z kabiny. kosmická loď (chyba, která odsoudila posádku Apolla 1 k záhubě). Poklop Block II lze v případě nouze rychle otevřít. (Obě verze poklopu byly zakryty extra odnímatelnou částí ochranného krytu Boost, který obklopoval CM, aby jej chránil v případě přerušení startu.)
  • Přední přístupový tunel bloku I byl menší než blok II a byl určen pouze pro nouzový výstup posádky po rozstřikování v případě problémů s hlavním průlezem. Během letu byl zakrytý přídí předního tepelného štítu. Blok II obsahoval kratší přední tepelný štít s plochým odnímatelným poklopem, pod dokovacím kroužkem a mechanismem sondy, který zachytil a držel LM.
  • Vrstva hliníkového PET filmu, která poskytla tepelnému štítu bloku II lesklý zrcadlový vzhled, na bloku I chyběla, což obnažovalo světle šedý epoxidový pryskyřičný materiál, který byl u některých letů natřen bílou barvou.
  • VHF scimitarové antény bloku I byly umístěny ve dvou půlkruhových pásech , které byly původně považovány za nezbytné, aby pomohly stabilizovat CM během návratu. Testy návratu bez posádky však ukázaly, že jsou zbytečné pro stabilitu a také aerodynamicky neúčinné při vysokých simulovaných rychlostech návratu na Měsíc. Proto byly z bloku II odstraněny čáry a antény byly přesunuty do servisního modulu.
  • Pupeční konektor CM/SM bloku I byl menší než na bloku II, nacházel se poblíž poklopu pro posádku místo téměř 180 stupňů od něj. Oddělovací bod byl mezi moduly, namísto většího sklopného ramene namontovaného na servisním modulu, oddělujícího se na boční stěně CM na bloku II.
  • Dva motory RCS s negativním stoupáním umístěné v předním prostoru byly uspořádány vertikálně na bloku I a vodorovně na bloku II.

Servisní modul

Vnitřní součásti servisního modulu bloku I
  • Při letu Apolla 6 bez posádky Block I byl SM natřen bílou barvou, aby odpovídal vzhledu velitelského modulu. Na Apollu 1, Apollu 4 a všech kosmických lodích Block II zůstaly stěny SM nenatřené kromě radiátorů EPS a ECS, které byly bílé.
  • Pro blok II byly přepracovány radiátory EPS a ECS. Blok I měl tři větší radiátory EPS umístěné v sektorech 1 a 4. Radiátory ECS byly umístěny v zadní části sektorů 2 a 5.
  • Palivové články bloku I byly umístěny na zadní přepážce v sektoru 4 a jejich nádrže na vodík a kyslík byly umístěny v sektoru 1.
  • Blok I měl o něco delší SPS palivové a okysličovací nádrže, které nesly více pohonné hmoty než Block II.
  • Záďový tepelný štít Block II měl obdélníkový tvar s mírně zaoblenými rohy v sektorech palivové nádrže. Štít Block I měl stejný základní tvar, ale u konců se mírně vyboulil, spíše jako přesýpací hodiny nebo osmička, aby zakryl více nádrží.

CSM vyrobené

Sériové číslo název Použití Datum spuštění Současná pozice obraz
Blok I
CSM-001 vozidlo pro testování kompatibility systémů sešrotován
CSM-002 Let A-004 20. ledna 1966 Velitelský modul vystavený v Cradle of Aviation , Long Island , New York CM-002 v Cradle of Aviation Museum, Garden City, NY.jpg
CSM-004 statické a tepelné konstrukční zemní zkoušky sešrotován
CSM-006 používá se k demonstraci systému odstraňování převalovaných nečistot Velitelský modul sešrotován; servisní modul (přeznačený na SM-010) vystavený v US Space & Rocket Center , Huntsville, Alabama
CSM-007 různé testy včetně akustických vibračních a pádových testů a školení o úniku vody. CM byl znovu vybaven vylepšeními bloku II. Prošel testováním pro Skylab v McKinley Climatic Laboratory, Eglin AFB , Florida, 1971–1973. Velitelský modul vystavený v Museum of Flight , Seattle , Washington ApolloCommandModule1.jpg
CSM-008 kompletní systémy kosmické lodi používané při tepelných vakuových testech sešrotován
CSM-009 Letové a pádové zkoušky AS-201 26. února 1966 Velitelský modul vystavený ve Strategic Air and Space Museum , v sousedství letecké základny Offutt v Ashlandu, Nebraska AS201 Command Module.jpg
CSM-010 Tepelný test (příkazový modul přeznačený na CM-004A / BP-27 pro dynamické testy); servisní modul nebyl nikdy dokončen Velitelský modul vystavený v US Space & Rocket Center , Huntsville, Alabama CM-010 v US Space & Rocket Center, Huntsville, AL.jpg
CSM-011 Let AS-202 25. srpna 1966 Velitelský modul vystavený v muzeu USS Hornet na bývalé námořní letecké stanici Alameda , Alameda, Kalifornie USS Hornet Apollo CM.jpg
CSM-012 Apollo 1 ; velitelský modul byl při požáru Apolla 1 vážně poškozen Velitelský modul ve skladu v Langley Research Center , Hampton, Virginia ; třídílný poklop dveří vystavený v Kennedyho vesmírném středisku ; servisní modul vyřazen Velitelský modul Apolla 1 - GPN-2003-00057.jpg
CSM-014 Velitelský modul rozebrán v rámci vyšetřování Apolla 1. Servisní modul (SM-014) používaný na misi Apollo 6 . Velitelský modul (CM-014) později upraven a použit pro pozemní testování (jako CM-014A). Sešrotováno v květnu 1977.
CSM-017 CM-017 létal na Apollu 4 s SM-020 poté, co byl SM-017 zničen při explozi palivové nádrže během pozemního testování. 9. listopadu 1967 Velitelský modul vystavený ve Stennis Space Center , Bay St. Louis, Mississippi Apollo 4 Stennis Space Center.JPG
CSM-020 CM-020 létal na Apollu 6 s SM-014. 4. dubna 1968 Velitelský modul vystavený ve Fernbank Science Center , Atlanta Fernbank-07.jpg
Blok II
CSM-098 2TV-1 (tepelný vysavač bloku II č. 1) používá se při tepelných vakuových testech CSM vystavený v muzeu Akademie věd v Moskvě v Rusku jako součást výstavy Apollo Sojuz Test Project .
CM-099 2S-1 Školení rozhraní letové posádky Skylabu; nárazové zkoušky sešrotován
CSM-100 2S-2 statické strukturální zkoušky Velitelský modul „převezen do Smithsonianu jako artefakt“, servisní modul vystavený v Muzeu vesmírné historie v Novém Mexiku
CSM-101 Apollo 7 11. října 1968 Velitelský modul byl vystaven v National Museum of Science and Technology , Ottawa , Ontario, Kanada od roku 1974 do roku 2004, nyní v Frontiers of Flight Museum , Dallas , Texas po 30 letech zapůjčení. Apollo 7 Phoenix Frontiers of Flight Museum.JPG
CSM-102 Spusťte kontrolní vozidlo Complex 34 Velitelský modul sešrotován; servisní modul je v JSC na vrcholu Little Joe II v Rocket Park s příkazovým modulem Boiler Plate 22. SM-102 s BP22 a Little Joe II v Johnsonově vesmírném středisku, Houston, TX.jpg
CSM-103 Apollo 8 21. prosince 1968 Velitelský modul vystavený v Muzeu vědy a průmyslu v Chicagu Velitelský modul Apolla 8.jpg
CSM-104 Gumdrop Apollo 9 3. března 1969 Velitelský modul vystavený v muzeu letectví a kosmonautiky v San Diegu Velitelský modul Apolla 9.jpg
CSM-105 akustické zkoušky Vystaveno v National Air and Space Museum , Washington, DC jako součást výstavy Apollo Sojuz Test Project . ( foto ) Replika Sojuzu u smithsonian - from-DC1.jpg
CSM-106 Charlie Brown Apollo 10 18. května 1969 Velitelský modul vystavený ve Science Museum v Londýně Velitelský modul Apolla 10 1.jpg
CSM-107 Kolumbie Apollo 11 16. července 1969 Velitelský modul vystavený v National Air and Space Museum , Washington, DC Apollo11Smithonian.JPG
CSM-108 Yankee Clipper Apollo 12 14. listopadu 1969 Velitelský modul vystavený ve Virginia Air & Space Center , Hampton, Virginia ; dříve k vidění v Národním muzeu námořního letectví na Naval Air Station Pensacola , Pensacola, Florida (vyměněno za CSM-116) Apollo12 CommandModule Hampton.JPG
CSM-109 Odyssey Apollo 13 11. dubna 1970 Velitelský modul vystavený v Kansas Cosmosphere and Space Center Apollo13 CommandModule Kansas.JPG
CSM-110 Kitty Hawk Apollo 14 31. ledna 1971 Velitelský modul vystavený v Kennedyho vesmírném středisku Velitelský modul Apolla 14 "Kitty Hawk".JPG
CSM-111 Testovací projekt Apollo Sojuz 15. července 1975 Velitelský modul aktuálně vystavený v California Science Center v Los Angeles , Kalifornie (dříve vystavený v komplexu Kennedy Space Center Visitor Complex ) California Science Center (8089345453).jpg
CSM-112 Usilovat Apollo 15 26. července 1971 Velitelský modul vystavený v Národním muzeu letectva Spojených států , Wright-Patterson Air Force Base , Dayton, Ohio Velitelský modul Apolla 15 v Národním muzeu letectva Spojených států.jpg
CSM-113 Caspere Apollo 16 16. dubna 1972 Velitelský modul vystavený v US Space & Rocket Center , Huntsville, Alabama Apollo16 CommandModule Huntsville.JPG
CSM-114 Amerika Apollo 17 7. prosince 1972 Velitelský modul vystavený ve Space Center Houston , Houston, Texas Apollo 17 America Space Center Houston.JPG
CSM-115 Apollo 19 (zrušeno) Nikdy zcela dokončeno
CSM-115a Apollo 20 (zrušeno) Nikdy není zcela dokončen – servisní modul nemá nainstalovanou trysku SPS. Na displeji jako součást displeje Saturn V v Johnsonově vesmírném středisku , Houston, Texas ; velitelský modul obnoven v roce 2005 před zasvěcením JSC Saturn V Center CSM-115a v Johnsonově vesmírném středisku, Houston, TX.jpg
CSM-116 Skylab 2 25. května 1973 Velitelský modul vystavený v National Museum of Naval Aviation , Naval Air Station Pensacola , Pensacola, Florida SKYLAB 1 SL-2 Národní muzeum námořního letectví.JPG
CSM-117 Skylab 3 28. července 1973 Velitelský modul vystavený v Great Lakes Science Center , aktuální umístění návštěvnického centra NASA Glenn Research Center , Cleveland, Ohio SKYLAB 2 SL-3 Glenn Research Center, Cleveland, Ohio.JPG
CSM-118 Skylab 4 16. listopadu 1973 Velitelský modul vystavený v Oklahoma History Center (dříve vystavený v National Air and Space Museum , Washington, DC ) SKYLAB 3 SL-4 National Air & Space Museum, Washington DC.JPG
CSM-119 Skylab Rescue a zálohování ASTP Vystaveno v Kennedyho vesmírném středisku CSM-119 Skylab Rescue Kennedy Space Center, FL.JPG
Mapa světa zobrazující umístění velitelských a servisních modulů Apollo (spolu s dalším hardwarem).

Viz také

3D model velitelského modulu Columbia

Poznámky pod čarou

Poznámky

Citace