Apolo (nave espacial)
La nave espacial Apollo estaba compuesta de tres partes diseñadas para lograr el objetivo del programa estadounidense Apollo de llevar astronautas a la Luna a finales de la década de 1960 y devolverlos sanos y salvos a la Tierra. La nave espacial prescindible (de un solo uso) constaba de un módulo combinado de comando y servicio (CSM) y un módulo lunar Apollo (LM). Dos componentes adicionales complementaron la pila de la nave espacial para el ensamblaje de vehículos espaciales: un adaptador de nave espacial-LM (SLA) diseñado para proteger el LM del estrés aerodinámico del lanzamiento y para conectar el CSM al vehículo de lanzamiento Saturn y un sistema de escape de lanzamiento (LES) para Llevar a la tripulación en el módulo de comando de manera segura lejos del vehículo de lanzamiento en caso de una emergencia de lanzamiento.
El diseño se basó en el enfoque de encuentro en la órbita lunar: dos naves espaciales acopladas fueron enviadas a la Luna y entraron en órbita lunar. Mientras el LM se separó y aterrizó, el CSM permaneció en órbita. Después de la excursión lunar, las dos naves se encontraron y atracaron en la órbita lunar, y el CSM devolvió a la tripulación a la Tierra. El módulo de mando fue la única parte del vehículo espacial que regresó con la tripulación a la superficie de la Tierra.
El LES fue desechado durante el lanzamiento al llegar al punto donde ya no era necesario, y el SLA permaneció unido a la etapa superior del vehículo de lanzamiento. Los vehículos de lanzamiento Saturn IB llevaron al espacio dos CSM sin tripulación, un LM sin tripulación y un CSM con tripulación para misiones Apolo en órbita terrestre baja. Los Saturn V más grandes lanzaron dos CSM sin tripulación en vuelos de prueba en órbita terrestre alta, el CSM en una misión lunar tripulada, la nave espacial completa en una misión en órbita terrestre baja tripulada y ocho misiones lunares tripuladas. Después de la conclusión del programa Apolo, se lanzaron cuatro CSM en los IB de Saturno para tres misiones orbitales terrestres Skylab y el proyecto de prueba Apollo-Soyuz.
Módulo de mando y servicio
La mayor parte de la nave espacial Apolo era un vehículo de tres personas diseñado para vuelos orbitales terrestres, translunares y orbitales lunares, y para regresar a la Tierra. Este consistía en un módulo de comando apoyado por un módulo de servicio, construido por North American Aviation (más tarde North American Rockwell).
Módulo de comando (CM)
El módulo de comando era el centro de control de la nave espacial Apolo y la vivienda de los tres tripulantes. Contenía la cabina de tripulación principal presurizada, sofás para la tripulación, panel de instrumentos y control, sistema de control, navegación y guía primaria, sistemas de comunicaciones, sistema de control ambiental, baterías, escudo térmico, sistema de control de reacción para proporcionar control de actitud, escotilla de atraque delantera, escotilla lateral., cinco ventanas y un sistema de recuperación con paracaídas. Fue la única parte del vehículo espacial Apolo/Saturno que regresó intacta a la Tierra.
Módulo de servicio (SM)
El módulo de servicio no estaba presurizado y contenía un motor de propulsión de servicio principal y un propulsor hipergólico para entrar y salir de la órbita lunar, un sistema de control de reacción para proporcionar control de actitud y capacidad de traslación, celdas de combustible con reactivos de hidrógeno y oxígeno, radiadores para descargar el calor residual. al espacio y una antena de alta ganancia. El oxígeno también se utilizaba para respirar y las pilas de combustible producían agua para beber y controlar el medio ambiente. En los Apolo 15, 16 y 17 también llevaba un paquete de instrumentos científicos, con una cámara cartográfica y un pequeño subsatélite para estudiar la Luna.
La mayor parte del módulo de servicio estaba ocupada por el propulsor y el motor principal del cohete. Capaz de múltiples reinicios, este motor colocó la nave espacial Apolo dentro y fuera de la órbita lunar, y se utilizó para correcciones a mitad de camino entre la Tierra y la Luna.
El módulo de servicio permaneció unido al módulo de comando durante toda la misión. Fue desechado justo antes de reingresar a la atmósfera terrestre.
Módulo Lunar (LM)
El Módulo Lunar Apolo era un vehículo independiente diseñado para aterrizar en la Luna y regresar a la órbita lunar, y fue la primera "nave espacial" ya que voló únicamente en el vacío del espacio. Constaba de una etapa de descenso y una etapa de ascenso. Suministró sistemas de soporte vital a dos astronautas durante cuatro o cinco días en las misiones Apolo 15, 16 y 17. La nave espacial fue diseñada y fabricada por Grumman Aircraft Company.
La etapa de descenso contenía el tren de aterrizaje, la antena del radar de aterrizaje, el sistema de propulsión de descenso y el combustible para aterrizar en la Luna. También tenía varios compartimentos de carga utilizados para transportar, entre otras cosas: los paquetes de experimentos de superficie lunar ALSEP del Apolo, el transportador de equipos modularizado (MET) (un carro de equipo tirado manualmente utilizado en el Apolo 14), el rover lunar (Apolo 15, 16 y 17), una cámara de televisión de superficie, herramientas de superficie y cajas de recolección de muestras lunares.
La etapa de ascenso contenía la cabina de la tripulación, paneles de instrumentos, escotilla superior/puerto de atraque, escotilla delantera, sistemas de guía óptica y electrónica, sistema de control de reacción, antenas de radar y comunicaciones, motor de cohete de ascenso y propulsor para regresar a la órbita lunar y al encuentro. con los módulos de comando y servicio Apollo.
Adaptador de módulo lunar-nave espacial (SLA)
El adaptador nave espacial-LM (SLA), construido por North American Aviation (Rockwell), era una estructura cónica de aluminio que conectaba el módulo de servicio a la etapa del cohete Saturn S-IVB. También protegió el LM, la boquilla del motor del sistema de propulsión de servicio y el umbilical del vehículo de lanzamiento al módulo de servicio durante el lanzamiento y el ascenso a través de la atmósfera.
El SLA estaba compuesto por cuatro paneles fijos de 2,1 m (7 pies) de altura atornillados a la unidad de instrumentos en la parte superior del escenario S-IVB, que estaban conectados mediante bisagras a cuatro paneles de 6,4 m (21 pies) de altura. paneles que se abrían desde arriba similares a pétalos de flores.
El SLA se fabricó con un material alveolar de aluminio de 43 mm (1,7 pulgadas) de espesor. El exterior del SLA estaba cubierto por una fina capa de corcho (0,03 a 0,2 pulgadas o 0,76 a 5,08 mm) y se pintó de blanco para minimizar las tensiones térmicas durante el lanzamiento y el ascenso.
El módulo de servicio estaba atornillado a una brida en la parte superior de los paneles más largos, y un umbilical proporcionaba energía a la pirotecnia de redundancia múltiple del SLA. Debido a que una falla al separarse de la etapa S-IVB podría dejar a la tripulación varada en órbita, el sistema de separación usó múltiples rutas de señal, múltiples detonadores y múltiples cargas explosivas donde la detonación de una carga activaría otra incluso si el detonador de esa carga no pudo funcionar.
Una vez en el espacio, los astronautas presionaron el botón 'CSM/LV Sep' en el panel de control para separar el CSM del vehículo de lanzamiento. Se encendió un cordón detonante alrededor de la brida entre el SM y el SLA, y a lo largo de las uniones entre los cuatro paneles del SLA, liberando el SM y destruyendo las conexiones entre los paneles. Luego se dispararon propulsores pirotécnicos dobles redundantes en el extremo inferior de los paneles SLA para rotarlos alrededor de las bisagras a entre 30 y 60 grados por segundo.
En todos los vuelos a través del Apolo 7, los paneles SLA permanecieron unidos al S-IVB y abiertos en un ángulo de 45 grados, como se diseñó originalmente. Pero mientras la tripulación del Apolo 7 practicaba el encuentro con el S-IVB/SLA que contenía un objetivo de acoplamiento ficticio, un panel no se abrió en los 45 grados completos, lo que generó preocupación sobre la posibilidad de colisión entre la nave espacial y los paneles del SLA durante el acoplamiento y la extracción. del LM en una misión lunar. Esto llevó a un rediseño utilizando un sistema de liberación de bisagra accionado por resorte que soltó los paneles en un ángulo de 45 grados y los empujó lejos del S-IVB a una velocidad de aproximadamente 8 km/h (5,0 mph), convirtiéndolos en un lugar seguro. distancia cuando los astronautas retiraron el CSM, lo rotaron 180 grados y regresaron para acoplarse.
El LM estaba conectado al SLA en cuatro puntos alrededor de los paneles inferiores. Después de que los astronautas acoplaron el CSM al LM, hicieron explotar cargas para separar esas conexiones y una guillotina cortó el umbilical del LM a la unidad de instrumentos. Después del disparo de las cargas, unos resortes alejaron el LM del S-IVB y los astronautas pudieron continuar su viaje a la Luna.
Especificaciones
- Altura: 28 pies (8,5 m)
- Diámetro Apex: 12 pies 10 en (3,91 m)
- Diámetro base: 21 pies 8 en (6,60 m) extremo S-IVB
- Peso: 4.050 libras (1.840 kg)
- Volumen: 6,700 cu ft (190 m3), 4,900 cu pies (140 m3) usable
Sistema de escape de lanzamiento (LES)
El sistema de escape de lanzamiento (LES) del Apolo fue construido por Lockheed Propulsion Company. Su propósito era abortar la misión alejando el CM (la cabina de la tripulación) del vehículo de lanzamiento en caso de emergencia, como un incendio en la plataforma antes del lanzamiento, una falla de guía o una falla del vehículo de lanzamiento que pudiera provocar una explosión inminente.
El LES incluía tres cables que recorrían el exterior del vehículo de lanzamiento. Si se perdieran las señales de dos de los cables, el LES se activaría automáticamente. Alternativamente, el Comandante podría activar el sistema manualmente usando uno de los dos controladores de traducción, que fueron cambiados a un modo de aborto especial para el lanzamiento. Cuando se activa, el LES dispararía un cohete de escape de combustible sólido y abriría un sistema canard para alejar el CM de un vehículo de lanzamiento en problemas y fuera de su trayectoria. Luego, el LES se desecharía y el CM aterrizaría con su sistema de recuperación de paracaídas.
Si la emergencia ocurriera en la plataforma de lanzamiento, el LES levantaría el CM a una altura suficiente para permitir que los paracaídas de recuperación se desplegaran de manera segura antes de entrar en contacto con el suelo.
En ausencia de una emergencia, el LES fue desechado rutinariamente unos 20 o 30 segundos después del encendido de la segunda etapa del vehículo de lanzamiento, utilizando un motor cohete de combustible sólido independiente fabricado por Thiokol Chemical Company. Los modos de cancelación después de este punto se lograrían sin el LES. El LES se llevó, pero nunca se utilizó, en cuatro vuelos Apollo sin tripulación y en quince vuelos tripulados Apollo, Skylab y Apollo-Soyuz Test Project.
Componentes principales
- Cono de nariz y Q-ball
- El cono de nariz del LES contenía una matriz de 8 tubos de pitot de medición de presión en una estructura conocida como el "Q-ball". Estos sensores se conectaron a las computadoras de guía de vehículos de lanzamiento CM y Saturno, lo que permitió calcular la presión dinámica q) durante el vuelo atmosférico y también el ángulo de ataque en caso de abortar.
- Cubierta Q-ball
- Una cubierta de estirofoam, removida unos segundos antes del lanzamiento, protegió los tubos de pitot de ser obstruidos por los escombros. La cubierta se dividió en media vertical y se mantuvo unida por una banda de goma de 2 pulgadas (51 mm). Una hoja de afeitar fue colocada detrás de la banda de goma, pinchada entre las mitades de la cubierta. Un cable de alambre estaba conectado a la parte superior e inferior de la hoja de afeitar y a ambas mitades de la cubierta. El cable fue enrutado a través de una polea en la grúa cabeza de martillo en la parte superior de la torre de lanzamiento umbilical (LUT) hasta un tubo en el lado derecho del nivel de 360 pies (110 m) del LUT. El cable estaba conectado a un peso cilíndrico dentro de un tubo. El peso descansaba en una palanca controlada por una válvula neumática solenoide. Cuando la válvula se accionó desde el Centro de Control de lanzamiento (LCC), la presión neumática de 600 PSI GN2 (gas de nitrógeno) giraba la palanca hacia abajo permitiendo que el peso bajara por el tubo. El peso que bajaba tiraba del cable, que apretaba la hoja cortando la banda de goma, y el cable sacaba las mitades de la cubierta del vehículo de lanzamiento. La aparente sobreingeniería de este sistema de seguridad se debió al hecho de que el sistema de escape de lanzamiento, que dependía de los datos de Q-ball, estaba armado 5 minutos antes del lanzamiento, por lo que la retracción de la cubierta de Q-ball era una parte vital crítica de un posible aborto de pad.
- Montaje de la barba y motor de lanzamiento
- Estos trabajaron en combinación para dirigir el CM fuera de un camino recto y al lado durante una emergencia. Esto llevaría al CM de la ruta de vuelo de un vehículo de lanzamiento explosivo. También dirigiría al CM a aterrizar al lado de cualquier fuego de almohadilla de lanzamiento y no en medio de ella.
- Motor de escape de lanzamiento
- El motor principal de cohetes de combustible sólido dentro de un tubo largo, con cuatro boquillas de escape montadas bajo un hada cónica. Esto alejaría rápidamente al CM de una emergencia de lanzamiento.
- Torre motor jettison
- Un motor de combustible sólido más pequeño con dos boquillas de escape, montadas en el tubo, sobre el motor de escape. Esto encadenó todo el sistema de escape de lanzamiento después de que ya no fuera necesario, en algún momento después de la segunda etapa de encendido.
- Torre de escape lanzada
- Un marco de truss de tubos que adjunta el motor de escape a la CM.
- Cubierta protectora de alta presión
- Una estructura de fibra de vidrio cónico hueco que protege el compartimiento de paracaídas de CM y proporciona una cubierta aerodinámica suave sobre el túnel de atraque y la sonda. Después de la erosión de las ventanas del piloto del escape del motor de escape fue descubierto durante las primeras pruebas de vuelo LES, se añadió una cubierta protectora de popa que rodeaba toda la superficie superior del CM.
Especificaciones
- Duración inferior BPC: 32 pies 6 en (9,92 m)
- Longitud con BPC: 39 pies 5 en (12.02 m)
- Diámetro: 2 pies 2 en (0,66 m)
- Masa total: 9.200 libras (4.200 kg)
- Thrust, 36.000 pies: 147.000 libras-fuerza (650 kN)
- Umbral, máximo: 200.000 libras-fuerza (890 kN)
- Tiempo de grabación: 4.0 segundos
Abortar pruebas
- Examen del aborto 1 – LES prueba de aborto de la plataforma de lanzamiento con Apolo caldera BP-6
- Examen del aborto 2 – prueba de aborto de almohadilla LES cerca de Block-I CM con la caldera Apolo B-23A
- Pequeño Joe II – Cuatro pruebas de aborto en vuelo LES.
Ubicaciones actuales de las naves espaciales
La disposición de todos los módulos de comando y de todos los módulos de servicio no volados se enumera en el módulo de comando y servicio Apollo#CSM producidos. (Todos los módulos de servicio volados se quemaron en la atmósfera terrestre al finalizar las misiones).
La disposición de todos los módulos lunares se enumera en Módulo Lunar Apolo#Módulos lunares producidos.