Командно-служебный модуль «Аполлон»

Командно-служебный модуль «Аполлон»

Apollo CSM Endeavour на лунной орбите во время Аполлона-15
Производитель	Североамериканская авиация
Дизайнер	Максим Фаже
Страна происхождения	Соединенные Штаты
Оператор	НАСА
Приложения	Пилотируемый окололунный полет и лунная орбита Скайлэб Шаттл для экипажа Испытательный проект «Аполлон-Союз»
Технические характеристики
Тип космического корабля	Капсула
Стартовая масса	32 390 фунтов (14 690 кг) околоземная орбита 63 500 фунтов (28 800 кг) Лунный
Сухая масса	26 300 фунтов (11 900 кг)
Грузоподъемность	2320 фунтов (1050 кг)
Вместимость экипажа	3
Объем	218 куб футов (6,2 м 3 )
Власть	Три топливных элемента мощностью 1,4 кВт, 30 В постоянного тока
Батареи	Три 40 ампер-часа оксида серебра
Режим	Низкая околоземная орбита Окололунное пространство Лунная орбита
Дизайн жизни	14 дней
Размеры
Длина	36,2 футов (11,0 м)
Диаметр	12,8 футов (3,9 м)
Производство
Статус	Ушедший на пенсию
Построен	35
Запущен	19
Оперативный	19
Неуспешный	2
Потерянный	1
Первый запуск	26 февраля 1966 г. ( АС-201 )
Последний запуск	July 15, 1975 ( Apollo–Soyuz )
Последний выход на пенсию	24 июля 1975 г.
Служебная двигательная установка (помощник при спуске на Луну)
Питаться от	1 AJ10-137
Максимальная тяга	91,19 кН (20 500 фунтов силы)
Удельный импульс	314,5 секунды (3,084 км/с)
Время горения	750 с
Порох	Аэрозин 50 / Н 2 О 4
Связанный космический корабль
Летал с	Лунный модуль Аполлона
Конфигурация
Схема Apollo Block II CSM ← Космический корабль «Джемини» Орион (космический корабль) →

Командно -служебный модуль «Аполлон» ( CSM США ) был одним из двух основных компонентов космического корабля «Аполлон» , использовавшегося в программе «Аполлон» , в рамках которой астронавты высаживались на Луну в период с 1969 по 1972 год. CSM функционировал как базовый корабль , на борту которого находился экипаж из трех астронавтов и второй космический корабль Аполлона, лунный модуль Аполлона , на лунную орбиту и доставил астронавтов обратно на Землю. Он состоял из двух частей: конического командного модуля — кабины, в которой размещался экипаж и размещалось оборудование, необходимое для входа в атмосферу и приводнения ; и цилиндрический сервисный модуль, обеспечивающий движение, электроэнергию и хранилище для различных расходных материалов, необходимых во время миссии. передавались По шлангокабелю электроэнергия и расходные материалы между двумя модулями. Незадолго до входа командного модуля по возвращении домой шлангокабель был разорван, а служебный модуль был отброшен и позволил сгореть в атмосфере.

CSM был разработан и построен для НАСА компанией North American Aviation в ноябре 1961 года. Первоначально он был спроектирован для приземления на Луну на посадочной ступени ракеты и возвращения всех трех астронавтов в миссию прямого восхождения , для которой не требовалось использовать отдельный лунный модуль. модуль и, следовательно, не имел возможности для стыковки с другим космическим кораблем. Это, а также другие необходимые конструктивные изменения привели к решению разработать две версии CSM: Block I должен был использоваться для беспилотных миссий и полета на околоземную орбиту с одним экипажем ( «Аполлон-1» ), в то время как более совершенный Block II был разработан для использовать с лунным модулем. Полет «Аполлона-1» был отменен после того, как в результате пожара в кабине погиб экипаж и был уничтожен командный модуль во время репетиции запуска. Исправления проблем, вызвавших пожар, были применены к космическому кораблю Block II, который использовался для всех пилотируемых космических полетов.

Девятнадцать CSM были запущены в космос. Из них девять летали на Луну в период с 1968 по 1972 год, а еще двое совершили испытательные полеты с экипажем на низкой околоземной орбите , и все это в рамках программы «Аполлон». До этого еще четыре CSM участвовали в испытаниях Аполлона без экипажа, из которых два были суборбитальными полетами , а еще два - орбитальными . После завершения программы «Аполлон» и в течение 1973–1974 годов три CSM переправили астронавтов на орбитальную космическую станцию ​​​​Скайлэб . Наконец, в 1975 году последний летавший CSM состыковался с советским кораблем «Союз-19» в рамках международного испытательного проекта «Аполлон-Союз» .

До Аполлона

Разработка концепции усовершенствованного пилотируемого космического корабля началась еще до того, как было объявлено о цели высадки на Луну. Транспортное средство из трех человек должно было предназначаться в основном для использования на орбите вокруг Земли. Он будет включать в себя большой вспомогательный орбитальный модуль под давлением , где экипаж будет жить и работать неделями. В модуле они будут выполнять действия типа космической станции, а в более поздних версиях модуль будет использоваться для доставки грузов на космические станции. Космический корабль должен был обслуживать проект «Олимп» (LORL), складную вращающуюся космическую станцию, запущенную на одном корабле «Сатурн-5» . Более поздние версии будут использоваться в полетах вокруг Луны и станут основой для космического корабля прямого восхождения на Луну, а также будут использоваться в межпланетных миссиях. В конце 1960 года НАСА обратилось к промышленности США с просьбой предложить проект транспортного средства. 25 мая 1961 года президент Джон Ф. Кеннеди объявил о цели высадки на Луну до 1970 года, что немедленно сделало планы НАСА по созданию станции «Олимп» устаревшими.

История развития

Когда 28 ноября 1961 года НАСА заключило первоначальный контракт с «Аполлоном» на компанию North American Aviation, все еще предполагалось, что посадка на Луну будет осуществлена ​​путем прямого восхождения, а не путем встречи на лунной орбите . Поэтому проектирование велось без средств стыковки командного модуля с лунным экскурсионным модулем (ЛЕМ) . Но переход к сближению на лунной орбите, а также несколько технических препятствий, возникших в некоторых подсистемах (например, в контроле окружающей среды), вскоре дали понять, что потребуется существенная модернизация. В 1963 году НАСА решило, что наиболее эффективным способом продолжения программы будет продолжение разработки в двух версиях:

• Блок I продолжит предварительный проект, который будет использоваться только для первых испытательных полетов на низкой околоземной орбите.
• Блок II должен был представлять собой версию, предназначенную для работы на Луне, включая стыковочный люк и учитывающую снижение веса и уроки, извлеченные из Блока I. Детальное проектирование возможности стыковки зависело от конструкции LEM, контракт на которую был заключен с Grumman Aircraft Engineering .

К январю 1964 года компания North American начала представлять НАСА детали конструкции Блока II. Космические корабли Block I использовались для всех испытательных полетов беспилотных Saturn 1B и Saturn V. Первоначально планировалось два полета с экипажем, но в конце 1966 года их сократили до одного. Эту миссию, получившую обозначение AS-204, но летный экипаж назвал «Аполлон-1» , планировалось запустить 21 февраля 1967 года. Во время генеральной репетиции запуска 27 января все три астронавта ( Гас Гриссом , Эд Уайт и Роджер Чаффи ) погибли в результате пожара в кабине, который выявил серьезные недостатки проектирования, строительства и обслуживания в Блоке I, многие из которых были перенесены в командные модули Блока II, находящиеся в процессе эксплуатации. построенный в то время.

После тщательного расследования, проведенного наблюдательной комиссией «Аполлона-204», было решено прекратить этап пилотируемого блока I и пересмотреть блок II, включив в него рекомендации наблюдательного совета . Блок II включал в себя пересмотренную конструкцию теплового экрана CM, которая была испытана на беспилотных полетах Аполлона-4 и Аполлона-6 , поэтому первый полноценный космический корабль Блока II совершил первый пилотируемый полет - Аполлон-7 .

Оба блока были по существу схожи по габаритным размерам, но некоторые конструктивные улучшения привели к снижению веса Блока II. Кроме того, топливные баки служебного модуля Block I были немного больше, чем у Block II. Космический корабль Аполлон-1 весил примерно 45 000 фунтов (20 000 кг), а блок II Аполлон-7 весил 36 400 фунтов (16 500 кг). (Эти два околоземных орбитальных корабля были легче корабля, который позже отправился на Луну, поскольку они несли топливо только в одном наборе баков и не имели антенны S-диапазона с высоким усилением.) В технических характеристиках, приведенных ниже, за исключением случаев, когда если не указано иное, все указанные веса относятся к космическому кораблю Block II.

Общая стоимость разработки CSM и произведенных единиц составила 36,9 миллиарда долларов в долларах 2016 года с учетом номинальной суммы в 3,7 миллиарда долларов. с использованием новых стартовых индексов инфляции НАСА.

Командный модуль (КМ)

Внутреннее устройство командного модуля

Командный модуль представлял собой усеченный конус ( frustum ) диаметром 12 футов 10 дюймов (3,91 м) в основании и высотой 11 футов 5 дюймов (3,48 м), включая стыковочный зонд и тарельчатый кормовой тепловой экран. В носовом отсеке находились два двигателя системы управления реакцией , стыковочный тоннель и система приземления на Землю. Во внутреннем корпусе высокого давления размещались помещения экипажа, отсеки для оборудования, органы управления и дисплеи, а также многие космического корабля системы . В кормовом отсеке находились 10 двигателей управления реакцией и соответствующие топливные баки, баки с пресной водой и шлангокабели CSM .

Строительство

Командный модуль был построен на заводе North American в Дауни, Калифорния . и состоял из двух основных конструкций, соединенных вместе: внутренней конструкции (гермооболочки) и внешней конструкции.

Внутренняя конструкция представляла собой алюминиевую сэндвич-конструкцию, состоящую из сварной алюминиевой внутренней обшивки, клееного алюминиевого сотового заполнителя и внешней лицевой панели. Толщина сот варьировалась от примерно 1,5 дюйма (3,8 см) у основания до примерно 0,25 дюйма (0,64 см) в переднем туннеле доступа. Эта внутренняя конструкция представляла собой герметичное боевое отделение.

Внешняя конструкция была изготовлена ​​из паяных сот из нержавеющей стали, припаянных между лицевыми листами из стального сплава. Его толщина варьировалась от 0,5 дюйма до 2,5 дюйма. Часть пространства между внутренней и внешней оболочками была заполнена слоем стекловолоконной изоляции в качестве дополнительной теплозащиты.

Тепловая защита (тепловой экран)

Выход командного модуля в атмосферу под ненулевым углом атаки с целью установления подъемного входа и контроля места приземления (художественное исполнение)

Абляционный тепловой экран снаружи КМ защищал капсулу от тепла при входе в атмосферу , которого достаточно для плавления большинства металлов. Этот теплозащитный экран состоял из фенольно-формальдегидной смолы . Во время входа в атмосферу этот материал обуглился и расплавился, поглощая и унося при этом сильное тепло. Тепловой экран имеет несколько внешних покрытий: уплотнение пор, барьер для влаги (белое отражающее покрытие) и термическое покрытие из серебряного майлара, похожее на алюминиевую фольгу.

Толщина теплового экрана варьировалась от 2 дюймов (5,1 см) в кормовой части (основание капсулы, обращенной вперед при входе в атмосферу) до 0,5 дюйма (1,3 см) в боевом отделении и носовой части. Общий вес щита составлял около 3000 фунтов (1400 кг).

Передний отсек

Передний отсек высотой 1 фут 11 дюймов (0,58 м) представлял собой область за пределами внутренней герметичной оболочки в носовой части капсулы, расположенную вокруг переднего стыковочного туннеля и прикрытую передним тепловым экраном. Отсек был разделен на четыре сегмента по 90 градусов, в которых находилось посадочное оборудование (все парашюты, спасательные антенны и маяк, а также морской спасательный строп), два двигателя управления реакцией и механизм освобождения переднего теплозащитного экрана.

На высоте около 25 000 футов (7600 м) во время входа в атмосферу передний теплозащитный экран был сброшен, чтобы обнажить посадочное оборудование и позволить развернуть парашюты.

Кормовой отсек

Кормовой отсек высотой 1 фут 8 дюймов (0,51 м) располагался по периферии командного модуля в его самой широкой части, прямо перед (над) кормовым тепловым экраном. Отсек был разделен на 24 отсека, вмещавших 10 двигателей управления реакцией; баки топлива, окислителя и гелия подсистемы управления реакцией КМ; резервуары для воды; сминаемые ребра системы амортизации ударов; и ряд инструментов. Шланг CM-SM — место, где проводка и сантехника проходили от одного модуля к другому, также находился в кормовом отсеке. Панели теплозащиты, закрывающие кормовой отсек, были съемными для обслуживания оборудования перед полетом.

Система посадки на Землю

Масштабная модель командно-служебного модуля «Аполлон» в Еврокосмическом центре в Бельгии.

См. Также: Приводнение

Командный модуль Аполлона-15 приводнился в Тихом океане, 1971 год.

Компоненты ELS были размещены вокруг переднего стыковочного туннеля. Носовой отсек отделялся от центрального переборкой и делился на четыре клина по 90 градусов. ELS состоял из двух тормозных парашютов с минометами , трех основных парашютов , трех пилотных парашютов для раскрытия сети, трех надувных мешков для поднятия капсулы в вертикальное положение в случае необходимости, троса для восстановления в море, красящего маркера и пуповины пловца.

Центр масс командного модуля был смещен примерно на фут от центра давления (вдоль оси симметрии). Это обеспечивало вращательный момент при входе в атмосферу, поворачивая капсулу под углом и обеспечивая некоторую подъемную силу ( отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению около 0,368). ). Затем капсулой управляли путем вращения капсулы с помощью двигателей; когда рулевое управление не требовалось, капсула вращалась медленно, и подъемная сила исчезала. Эта система значительно уменьшила перегрузку , испытываемую астронавтами, обеспечила разумный контроль направления и позволила нацелиться на точку приводнения капсулы в пределах нескольких миль.

На высоте 24 000 футов (7300 м) передний тепловой экран был сброшен с помощью четырех пружин сжатия сжатого газа. Затем были раскрыты тормозные парашюты, замедлившие космический корабль до 125 миль в час (201 километр в час). На высоте 10 700 футов (3300 м) тормоза были сброшены и развернуты пилотные парашюты, выдернувшие сеть. Это замедлило CM до 22 миль в час (35 километров в час) для приводнения. Часть капсулы, которая первой соприкоснулась с поверхностью воды, содержала четыре разрушаемых ребра для дальнейшего смягчения силы удара. Командный модуль мог безопасно спуститься с парашютом для высадки в океане, используя только два развернутых парашюта (как это произошло на «Аполлоне-15 »), причем третий парашют был мерой предосторожности.

Система контроля реакции

командного модуля Система ориентации состояла из двенадцати подруливающих устройств ориентации мощностью 93 фунта (410 Н), десять из которых располагались в кормовом отсеке, а также два в носовом отсеке. Они поставлялись из четырех резервуаров, в которых хранилось 270 фунтов (120 кг) монометилгидразинового топлива и окислителя тетроксида азота , а также находились под давлением 1,1 фунта (0,50 кг) гелия, хранившегося под давлением 4150 фунтов на квадратный дюйм (28,6 МПа) в двух резервуарах.

Люки

Передний стыковочный люк устанавливался в верхней части стыковочного тоннеля. Он имел диаметр 30 дюймов (76 см) и вес 80 фунтов (36 кг) и был построен из двух обработанных на станке колец, которые были приварены к паяной сотовой панели. Внешняя сторона была покрыта изоляцией толщиной 0,5 дюйма (13 мм) и слоем алюминиевой фольги. Он фиксировался в шести местах и ​​приводился в действие ручкой насоса. В центре люка находился клапан, который использовался для выравнивания давления между туннелем и КМ, чтобы люк можно было снять.

Унифицированный люк экипажа (ЦЭКБ) имел высоту 29 дюймов (74 см), ширину 34 дюйма (86 см) и вес 225 фунтов (102 кг). Он приводился в действие ручкой насоса, которая приводила в действие храповой механизм, открывая или закрывая пятнадцать защелок одновременно.

Стыковочный узел

Миссия Аполлона требовала, чтобы LM состыковался с CSM по возвращении с Луны, а также во время маневра перемещения, стыковки и извлечения в начале залунного побережья. Механизм стыковки представлял собой неандрогинную систему, состоящую из зонда, расположенного в носовой части ЦСМ, который соединялся с тормозом — усеченным конусом, расположенным на лунном модуле. Зонд был выдвинут как ножничный домкрат , чтобы захватить тормоз при первом контакте, известном как мягкая стыковка . Затем зонд убрали, чтобы соединить машины и установить прочное соединение, известное как «жесткая стыковка». НАСА определило, что этот механизм будет иметь следующие функции:

• Разрешить двум транспортным средствам соединиться и уменьшить избыточное движение и энергию, вызванную стыковкой.
• Выровняйте и отцентрируйте две машины и соберите их вместе для захвата.
• Обеспечить жесткое структурное соединение между обеими транспортными средствами и обеспечить возможность снятия и повторной установки одним членом экипажа.
• Обеспечить средства дистанционного разделения обоих аппаратов для возвращения на Землю, используя пиротехнические крепления по окружности стыковочного воротника ЦСМ.
• Обеспечьте резервирование цепей питания и логики для всех электрических и пиротехнических компонентов.

Муфта

Головка зонда, расположенная в CSM, была самоцентрирующейся и прикреплена к поршню зонда на шарнире. Когда головка зонда вошла в отверстие стопорного гнезда, три подпружиненных защелки опустились и зафиксировались. Эти защелки обеспечивали так называемое состояние «мягкой стыковки» и позволяли уменьшить тангаж и рыскание двух транспортных средств. Чрезмерное движение транспортных средств во время процесса «жесткой стыковки» может привести к повреждению стыковочного кольца и создать нагрузку на верхний туннель. Нажатое запирающее звено спускового крючка на каждой защелке позволяло подпружиненной катушке двигаться вперед, удерживая коленно-рычажный механизм в положении блокировки над центром. В верхнем конце туннеля лунного модуля тормоз, который был построен из алюминиевого сотового заполнителя толщиной 1 дюйм, прикрепленного спереди и сзади к алюминиевым лицевым панелям, был приемным концом защелок захвата головки зонда.

Втягивание

После первоначального захвата и стабилизации транспортных средств зонд был способен приложить силу закрытия в 1000 фунтов силы (4,4 кН), чтобы свести транспортные средства вместе. Эта сила создавалась давлением газа, действующим на центральный поршень внутри цилиндра зонда. Втягивание поршня сжимало зонд и уплотнения интерфейса и приводило в действие 12 автоматических кольцевых защелок, которые были расположены радиально вокруг внутренней поверхности стыковочного кольца CSM. Защелки вручную взводились в стыковочном туннеле космонавтом после каждой жесткой стыковки (лунные миссии требовали двух стыковок).

Разделение

Защелка автоматического выдвижения, прикрепленная к корпусу цилиндра зонда, зацеплялась и удерживала центральный поршень зонда во втянутом положении. Перед отделением корабля на лунной орбите производилось ручное взведение двенадцати кольцевых защелок. Затем отделяющее усилие от внутреннего давления в зоне туннеля передавалось от кольцевых защелок на зонд и тормоз.При расстыковке освобождение защелок осуществлялось за счет подачи электрического питания на тандемные вращающиеся соленоиды постоянного тока, расположенные в центральном поршне. В условиях пониженной температуры операция освобождения одного двигателя выполнялась вручную в лунном модуле путем нажатия на фиксирующую катушку через открытое отверстие в головках зонда, а освобождение от CSM выполнялось путем вращения ручки спуска на задней части зонда. вращать моментный вал двигателя вручную. Когда командный и лунный модули разделились в последний раз, зонд и переднее стыковочное кольцо были пиротехнически разделены, в результате чего все стыковочное оборудование осталось прикрепленным к лунному модулю. В случае прерывания запуска с Земли та же система взрывом выбросила бы стыковочное кольцо и зонд из КМ, когда он отделился от защитной крышки наддува.

Внутреннее обустройство кабины

Основная панель управления

кабина командного модуля Аполлона-11 Оригинальная трехместная , фото сверху. Он расположен в Национальном музее авиации и космонавтики , изображение очень высокого разрешения было создано в 2007 году Смитсоновским институтом .

Центральный сосуд командного модуля был его единственным обитаемым отсеком. Его внутренний объем составлял 210 кубических футов (5,9 м3). ³ ) и вмещал в себя основные панели управления, сиденья экипажа, системы наведения и навигации, шкафчики для еды и оборудования, систему управления отходами и стыковочный туннель.

В передней части кабины доминировала главная панель дисплея в форме полумесяца шириной почти 7 футов (2,1 м) и высотой 3 фута (0,91 м). Он был разделен на три панели, каждая из которых подчеркивала обязанности каждого члена экипажа. Панель командира миссии (левая сторона) включала индикаторы скорости , ориентации и высоты , основные органы управления полетом и основной FDAI (индикатор ориентации руководителя полета).

Пилот CM выполнял функции штурмана, поэтому его панель управления (в центре) включала в себя компьютерные элементы управления наведением и навигацией , панель индикаторов предостережения и предупреждения, таймер событий, органы управления служебной двигательной системой и RCS, а также органы управления системой экологического контроля.

Пилот LM выполнял функции системного инженера, поэтому его панель управления (справа) включала в себя датчики и органы управления топливными элементами , электрические элементы управления и элементы управления аккумулятором , а также средства управления связью.

По бокам главной панели располагались панели управления меньшего размера. На левой стороне располагалась панель автоматического выключателя , органы управления аудиосистемой и органы управления питанием SCS. Справа находились дополнительные автоматические выключатели и резервная панель управления аудиосистемой, а также переключатели управления климатом. Всего панели командного модуля включали 24 прибора, 566 переключателей, 40 индикаторов событий и 71 светильник.

Три кушетки экипажа были изготовлены из полых стальных труб и покрыты тяжелой огнеупорной тканью, известной как Армалон. Подножки двух крайних кушеток можно было сложить в различных положениях, а подножки центрального кушетки можно было отсоединить и положить на кормовую переборку. один регулятор вращения и один регулятор перемещения На подлокотниках левого дивана установили . Контроллер перевода использовался членом экипажа, выполнявшим маневры перемещения, стыковки и извлечения с помощью LM, обычно пилотом CM. Центральный и правый диваны имели дублирующие регуляторы вращения. Диваны поддерживались восемью амортизирующими стойками, предназначенными для облегчения удара при приземлении на воду или, в случае аварийной посадки, на твердую почву.

Непрерывное пространство кабины было разделено на шесть отсеков для оборудования:

Оборудование наведения и навигации

• Нижний аппаратный отсек, в котором размещались компьютер наведения и навигации , секстант , телескоп и блок инерциальных измерений ; различные маяки связи; медицинские магазины; аудиоцентр; усилитель мощности S-диапазона ; и т. д. Также на стене отсека был установлен дополнительный ручной контроллер вращения, чтобы пилот/навигатор CM мог вращать космический корабль по мере необходимости, стоя и глядя в телескоп в поисках звезд для проведения навигационных измерений с помощью секстанта. В этом отсеке астронавтам было достаточно места для передвижения, в отличие от стесненных условий, существовавших на предыдущих космических кораблях «Меркурий» и « Джемини» .
• Левый передний аппаратный отсек, в котором находились четыре отсека для хранения продуктов, теплообменник кабины , разъем скафандра , запас питьевой воды и окуляры телескопа G&N .
• Правый носовой отсек для оборудования, в котором размещались два контейнера с комплектами выживания , комплект карт данных, журналы и файлы полетных данных, а также другая документация миссии.
• Левый промежуточный отсек оборудования, в котором расположены расширительный бак кислорода , система подачи воды, запасы продуктов питания, органы управления клапаном сброса давления в кабине и пакет ECS.
• Правый промежуточный отсек для оборудования, в котором находились комплекты биоинструментов, система управления отходами, продукты питания и санитарные принадлежности, а также отсек для хранения отходов.
• Кормовой отсек для хранения вещей, за диванами экипажа. Здесь размещалось оборудование 70-мм камеры , одежда космонавта, наборы инструментов, сумки для хранения, огнетушитель , поглотители CO ₂ , веревки для удержания сна, комплекты для обслуживания скафандра , оборудование 16-мм камеры и контейнер для проб на случай непредвиденных обстоятельств.

В КМ было пять окон. Два боковых окна имели площадь 9 дюймов (23 см) рядом с левым и правым диванами. Два обращенных вперед треугольных окна встречи размером 8 на 9 дюймов (20 на 23 см) использовались для облегчения сближения и стыковки с LM. Круглый люк диаметром 9 дюймов (23 см) располагался прямо над центральным диваном. Каждый оконный блок состоял из трех толстых стекол. Две внутренние панели, изготовленные из алюмосиликата , составляли часть сосуда высокого давления модуля. Внешняя панель из плавленого кварца служила одновременно защитой от мусора и частью теплового экрана. Каждое стекло имело антибликовое покрытие и сине-красное светоотражающее покрытие на внутренней поверхности.

Технические характеристики

Аполлона-14 Командный модуль «Китти Хок» в Космическом центре Кеннеди , Флорида.

Аполлона-15 Командный модуль «Индевор» в Национальном музее ВВС США , Дейтон, Огайо.

• Экипаж: 3
• Объем кабины экипажа: 210 куб футов (5,9 м). ³ ) жилая площадь под давлением 366 куб футов (10,4 м ³ )
• Длина: 11,4 футов (3,5 м)
• Диаметр: 12,8 футов (3,9 м)
• Масса: 12 250 фунтов (5 560 кг)
  • Масса конструкции: 3450 фунтов (1560 кг)
  • Масса теплозащитного экрана: 1869 фунтов (848 кг)
  • Масса двигателя RCS: 12 × 73,3 фунта (33,2 кг)
  • Масса эвакуационного оборудования: 540 фунтов (240 кг)
  • Масса навигационного оборудования: 1113 фунтов (505 кг)
  • Масса телеметрического оборудования: 440 фунтов (200 кг)
  • Масса электрооборудования: 1540 фунтов (700 кг)
  • Масса систем связи: 220 фунтов (100 кг)
  • Масса кушеток экипажа и провизии: 1210 фунтов (550 кг).
  • Масса системы экологического контроля: 440 фунтов (200 кг)
  • Разное. аварийная масса: 440 фунтов (200 кг)
• RCS: двенадцать двигателей 93 фунта-силы (410 Н), работающих парами.
• Порох RCS: MMH/ N
  ₂2О
  ₄
• Масса ракетного топлива RCS: 270 фунтов (120 кг)
• Емкость питьевой воды: 33 фунта (15 кг)
• Емкость для сточных вод: 58 фунтов (26 кг)
• CO ₂ Скруббер : гидроксид лития
• Поглотитель запахов: активированный уголь.
• Аккумуляторы электросистемы: три серебряно-цинковые батареи емкостью 40 ампер-час ; две серебряно-цинковые пиротехнические батареи емкостью 0,75 ампер-часа
• Парашюты: два тормозных парашюта с конической лентой длиной 16,5 футов (5,0 м); три пилотных парашюта с кольцевыми прорезями длиной 7,2 фута (2,2 м); три основных парашюта с кольцевым парусом длиной 83,5 фута (25,5 м)

Источники:

Сервисный модуль (СМ)

Внутренние компоненты сервисного модуля Block II

Строительство

Сервисный модуль представлял собой негерметичную цилиндрическую конструкцию диаметром 12 футов 10 дюймов (3,91 м) и длиной 14 футов 10 дюймов (4,52 м). Сопло служебной маршевой машины и теплозащитный экран увеличили общую высоту до 24 футов 7 дюймов (7,49 м).Интерьер представлял собой простую конструкцию, состоящую из центральной секции туннеля диаметром 44 дюйма (1,1 м), окруженной шестью секторами в форме пирога. Секторы венчались носовой переборкой и обтекателем, разделенными шестью радиальными балками, закрытыми снаружи четырьмя сотовыми панелями и поддерживаемыми кормовой переборкой и тепловым экраном двигателя. Не все сектора имели равные углы в 60°, а менялись в зависимости от требуемого размера.

• Сектор 1 (50°) изначально не использовался, поэтому был заполнен балластом для поддержания центра тяжести СМ.

Во время последних трех миссий по высадке на Луну ( класс IJ ) он нес модуль научных приборов (SIM) с мощной камерой Itek 24 дюйма (610 мм), с фокусным расстоянием первоначально разработанной для самолетов-разведчиков Lockheed U-2 и SR-71 . Камера сфотографировала Луну; если бы S-IVB не выстрелил и CSM не покинул околоземную орбиту, астронавты использовали бы его для фотографирования Земли. У SIM также были другие датчики и субспутник .

• В секторе 2 (70°) располагался отстойник окислителя рабочей двигательной установки (SPS), названный так потому, что он напрямую питал двигатель и постоянно заполнялся отдельным резервуаром для хранения, пока последний не опустел. Отстойник представлял собой цилиндр с полусферическими концами, высотой 153,8 дюйма (3,91 м), диаметром 51 дюйм (1,3 м) и содержал 13 923 фунта (6 315 кг) окислителя. Его общий объем составил 161,48 куб футов (4,573 м3). ³ )
• В секторе 3 (60 °) находился резервуар для хранения окислителя SPS, который был той же формы, что и отстойник, но немного меньшего размера, высотой 154,47 дюйма (3,924 м) и диаметром 44 дюйма (1,1 м) и вмещал 11 284 фунта (5 118 кг). ) окислителя. Его общий объем составил 128,52 куб футов (3,639 м3). ³ )
• В секторе 4 (50°) находились топливные элементы электроэнергетической системы (ЭЭС) с водородными и кислородными реагентами.
• В секторе 5 (70°) находился топливный бак СПС. Он был того же размера, что и отстойник окислителя, и вмещал 8708 фунтов (3950 кг) топлива.
• В секторе 6 (60°) располагался бак для хранения топлива СПС, также такого же размера, как и бак для хранения окислителя. Он вмещал 7058 фунтов (3201 кг) топлива.

Передний обтекатель имел длину 1 фут 11 дюймов (58 см) и вмещал в себя компьютер системы управления реакцией (RCS), блок распределения энергии, контроллер ECS, контроллер разделения и компоненты антенны с высоким коэффициентом усиления, а также включал восемь излучателей EPS и соединительный рычаг шлангокабеля , содержащий основные электрические и водопроводные соединения с CM. Снаружи обтекатель содержал выдвижной прожектор , обращенный вперед ; для выхода в открытый космос прожектор , помогающий пилоту командного модуля извлечь пленку SIM-карты; и проблесковый маяк сближения , видимый на расстоянии 54 морских миль (100 км) в качестве навигационного средства для сближения с LM.

СМ соединялся с КМ с помощью трех натяжных стяжек и шести сжимающих прокладок. Натяжные стяжки представляли собой ремни из нержавеющей стали, прикрепленные болтами к кормовому тепловому экрану CM. Он оставался прикрепленным к командному модулю на протяжении большей части миссии, пока не был сброшен за борт непосредственно перед входом в атмосферу Земли. При сбросе шлангокабели CM были перерезаны с помощью пиротехнической гильотины . После сброса кормовые двигатели перемещения SM автоматически непрерывно срабатывали, чтобы дистанцировать его от CM, пока либо топливо RCS, либо мощность топливных элементов не была исчерпана. Подруливающие устройства также были активированы на пять секунд, чтобы убедиться, что он следовал по траектории, отличной от траектории CM, и чтобы он быстрее развалился при входе в атмосферу.

Сервисная двигательная установка

См. Также: Программа «Аполлон» § Выбор режима миссии.

Инженеры авиабазы ​​Арнольд с двигателем сервисного модуля Apollo

Двигательная система служебного модуля «Аполлон»

Двигатель служебной двигательной установки ( СДС ) изначально был разработан для подъема CSM с поверхности Луны в режиме миссии прямого всплытия . В качестве двигателя был выбран AJ10-137 . который использовал Aerozine 50 в качестве топлива и тетраоксид азота (N ₂ O ₄ ) в качестве окислителя для создания тяги в 20 500 фунтов силы (91 кН). В апреле 1962 года был подписан контракт с компанией Aerojet-General на начало разработки двигателя, в результате чего уровень тяги был вдвое больше, чем необходимо для выполнения режима миссии по сближению на лунной орбите (LOR), официально выбранного в июле того же года. Двигатель фактически использовался для коррекции промежуточного курса между Землей и Луной, а также для вывода космического корабля на лунную орбиту и обратно. Он также служил ретро-ракетой для вывода с орбиты Земли при полетах по орбите Земли.

Топливо подавалось в двигатель под давлением объемом 39,2 кубических футов (1,11 м3). ³ ) газообразного гелия с плотностью 3600 фунтов на квадратный дюйм (25 МПа), перевозимого в двух сферических резервуарах диаметром 40 дюймов (1,0 м).

Выхлопное сопло имело длину 152,82 дюйма (3,882 м) и ширину у основания 98,48 дюйма (2,501 м). Он был установлен на двух подвесах, космического корабля чтобы поддерживать вектор тяги на одном уровне с центром масс во время стрельбы СПС. Камера сгорания и напорные баки размещались в центральном тоннеле.

Система контроля реакции

Счетверенная система RCS, содержащая четыре двигателя Р-4Д, которые используются в служебном модуле Аполлона.

Четыре группы из четырех двигателей системы управления реакцией (RCS) (известных как «четверки») были установлены вокруг верхней части СМ через каждые 90 °. Шестнадцатидвигательная схема обеспечивала управление вращением и поступательным движением корабля по всем трем осям. Каждый двигатель Р-4Д имел длину 12 дюймов (30 см) и диаметр 6 дюймов (15 см), создавал тягу 100 фунтов силы (440 Н) и использовал монометилгидразин (ММГ) с подачей гелия в качестве топлива и тетраоксид азота (NTO). ) в качестве окислителя. Каждая счетверенная сборка имела размеры 2,2 на 2,7 фута (0,67 на 0,82 м) и имела собственные баки для топлива, окислителя и гелия, установленные на внутренней стороне обшивочной панели размером 8 на 2,75 фута (2,44 на 0,84 м). Бак основного топлива (MMH) вмещал 69,1 фунта (31,3 кг); дополнительный топливный бак вмещал 45,2 фунта (20,5 кг); бак первичного окислителя содержал 137,0 фунтов (62,1 кг), а бак вторичного окислителя - 89,2 фунта (40,5 кг). Резервуары с топливом находились под давлением из одного бака, содержащего 1,35 фунта (0,61 кг) жидкого гелия. Обратный поток предотвращался с помощью ряда обратных клапанов, а требования к обратному потоку и незаполненному объему были решены за счет содержания топлива и окислителя в тефлоновых камерах, которые отделяли топливо от гелия, нагнетающего давление.

Четыре полностью независимых кластера RCS обеспечивали резервирование; для обеспечения полного контроля ориентации требовались только два соседних функционирующих блока.

Лунный модуль использовал аналогичную четырехчетверную компоновку двигателей Р-4Д для своей РСУ.

Электроэнергетическая система

Три из этих топливных элементов снабжали космический корабль электроэнергией во время полетов на Луну.

Электрическая энергия производилась тремя топливными элементами , каждый из которых имел высоту 44 дюйма (1,1 м), диаметр 22 дюйма (0,56 м) и весил 245 фунтов (111 кг). Они объединили водород и кислород для выработки электроэнергии и в качестве побочного продукта произвели питьевую воду. Питание ячеек осуществлялось из двух полусферически-цилиндрических резервуаров диаметром 31,75 дюйма (0,806 м), каждый из которых вмещал 29 фунтов (13 кг) жидкого водорода , и двух сферических резервуаров диаметром 26 дюймов (0,66 м), каждый из которых вмещал 326 фунтов (148 фунтов). кг) жидкого кислорода (который также снабжал систему экологического контроля).

В полете «Аполлона-13» ЭПС была выведена из строя из-за взрывного разрыва одного кислородного баллона, который пробил второй баллон и привел к потере всего кислорода. После аварии был добавлен третий кислородный баллон, чтобы избежать работы с емкостью бака ниже 50%. Это позволило ликвидировать внутреннее оборудование танка с перемешивающим вентилятором, которое способствовало выходу из строя.

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

Система экологического контроля

Атмосфера в кабине поддерживалась на уровне 5 фунтов на квадратный дюйм (34 кПа) чистого кислорода из тех же баллонов с жидким кислородом, которые питали топливные элементы электроэнергетической системы. Питьевая вода, подаваемая топливными элементами, хранилась для питья и приготовления пищи. Система терморегулирования, использующая смесь воды и этиленгликоля в качестве охлаждающей жидкости, отводила отходящее тепло из кабины КМ и электроники в космическое пространство через два помещения площадью 30 квадратных футов (2,8 м2). ² ) радиаторы, расположенные в нижней части наружных стен, один охватывает сектора 2 и 3, а другой - сектора 5 и 6.

Система связи

Ятаганские антенны УКВ, установленные на служебном модуле.

Для связи ближнего действия между CSM и LM использовались две УКВ ятаганские антенны , установленные на SM чуть выше излучателей ECS. Эти антенны изначально располагались на командном модуле Блока I и выполняли двойную функцию аэродинамических фиксаторов для стабилизации капсулы после прерывания запуска. Антенны были перенесены в сервисный модуль Block II, когда эта функция оказалась ненужной.

На кормовой переборке была установлена ​​управляемая S-диапазона унифицированная антенна с высоким коэффициентом усиления для дальней связи с Землей. Это была группа из четырех отражателей диаметром 31 дюйм (0,79 м), окружающих один квадратный отражатель диаметром 11 дюймов (0,28 м). Во время запуска он был сложен параллельно основному двигателю, чтобы поместиться внутри адаптера космического корабля к LM (SLA) . После отделения ЦСМ от СУО он развернулся под прямым углом к ​​СМ.

Четыре всенаправленные антенны S-диапазона на CM использовались, когда положение CSM не позволяло антенне с высоким коэффициентом усиления быть направленной на Землю. Эти антенны также использовались между сбросом SM и приземлением.

Технические характеристики

• Длина: 24,8 футов (7,6 м)
• Диаметр: 12,8 футов (3,9 м)
• Масса: 54 060 фунтов (24 520 кг)
  • Масса конструкции: 4200 фунтов (1900 кг)
  • Масса электрооборудования: 2600 фунтов (1200 кг)
  • Масса двигателя рабочей силовой установки (SPS): 6600 фунтов (3000 кг)
  • Топливо двигателя SPS: 40 590 фунтов (18 410 кг)
• Тяга RCS: 2 или 4 × 100 фунтов силы (440 Н)
• Порох RCS: MMH / N
  ₂2О
  ₄
• Тяга двигателя SPS: 20 500 фунтов силы (91 000 Н)
• Топливо двигателей СПС: ( НДМГ / Н
  ₂2Ч
  ₄ )/ Н
  ₂2О
  ₄
• SPS I _sp : 314 с (3100 Н·с/кг)
• Космический корабль Дельта-V: 9200 футов/с (2800 м/с)
• Электрическая система: три топливных элемента мощностью 1,4 кВт, 30 В постоянного тока.

Модификации для миссий Saturn IB

Apollo CSM в белом для миссии Скайлэб, пристыкованный к космической станции Скайлэб.

Полезная нагрузка ракеты-носителя «Сатурн IB» , используемой для запуска миссий на низкой околоземной орбите ( «Аполлон-1» (планируется), « Аполлон-7» , «Скайлэб-2» , «Скайлэб-3» , «Скайлэб-4» и «Аполлон-Союз» ), не могла выдержать груз массой 66 900 фунтов (30 300 фунтов). кг) масса полностью заправленного КСМ. Это не было проблемой, потому что требования к дельта-v космического корабля для этих миссий были намного меньшими, чем для лунной миссии; поэтому их можно было запустить с менее чем половиной полной загрузки топлива СПС, заполнив только отстойники СПС и оставив резервуары для хранения пустыми. Вес CSM, запущенных на орбиту Сатурна-IB, варьировался от 32 558 фунтов (14 768 кг) (Аполлон-Союз) до 46 000 фунтов (21 000 кг) (Скайлэб-4).

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

В миссиях «Скайлэб» и «Аполлон-Союз» некоторый дополнительный сухой вес был сэкономлен за счет удаления пустых баков для хранения топлива и окислителя (оставив частично заполненные отстойники), а также одного из двух напорных баков с гелием. Это позволило добавить некоторое дополнительное топливо RCS, чтобы его можно было использовать в качестве резервного средства для спуска с орбиты в случае возможного отказа SPS.

Поскольку космический корабль для миссий Скайлэб не будет занят большую часть миссии, потребность в энергосистеме была ниже, поэтому из этих SM был удален один из трех топливных элементов. Командный модуль также был частично окрашен в белый цвет, чтобы обеспечить пассивный термоконтроль в течение длительного времени, пока он будет оставаться на орбите.

Командный модуль можно было модифицировать для перевозки дополнительных астронавтов в качестве пассажиров, добавив с откидными сиденьями в кормовой отсек для оборудования диваны . CM-119 был оснащен двумя откидными сиденьями как спасательная машина Skylab , которая никогда не использовалась.

Основные различия между Блоком I и Блоком II

Командный модуль

Внешний вид командного модуля блока I

• В Блоке II использовался цельный, быстросъемный, открывающийся наружу люк вместо двухсекционного заглушки , используемого в Блоке I, в котором внутреннюю часть нужно было отвинтить и поместить внутрь кабины, чтобы войти или выйти из кабины. космический корабль (недостаток, обрекший экипаж «Аполлона-1»). Люк Блока II можно было быстро открыть в случае возникновения чрезвычайной ситуации. (Обе версии люка были закрыты дополнительной съемной частью защитной крышки наддува, которая окружала CM, чтобы защитить его в случае прерывания запуска.)
• Туннель переднего доступа блока I был меньше блока II и предназначался только для аварийного выхода экипажа после приводнения в случае проблем с главным люком. Во время полета его закрывала носовая часть переднего теплозащитного экрана. Блок II содержал более короткий передний теплозащитный экран с плоским съемным люком под стыковочным кольцом и механизмом зонда, который захватывал и удерживал LM.
• Слой алюминизированной пленки ПЭТ, который придавал теплозащитному экрану Блока II блестящий зеркальный вид, на Блоке I отсутствовал, обнажая светло-серый материал из эпоксидной смолы, который на некоторых рейсах был окрашен в белый цвет.
• VHF Block I Ятаганные антенны были расположены в двух полукруглых полосах, которые первоначально считались необходимыми для стабилизации CM во время входа в атмосферу. Однако испытания при входе в атмосферу без экипажа показали, что они не нужны для обеспечения устойчивости, а также аэродинамически неэффективны при высоких моделируемых скоростях входа в атмосферу Луны. Поэтому с блока II сняли рейки и перенесли антенны в служебный модуль.
• Разъем шлангокабеля Block I CM/SM был меньше, чем на Block II, и располагался рядом с люком экипажа, а не почти на 180 градусов от него. Точка разделения находилась между модулями, а не на более крупном шарнирном кронштейне, установленном на сервисном модуле, и отделялась у боковой стенки CM на Блоке II.
• Два двигателя RCS отрицательного шага, расположенные в носовом отсеке, располагались вертикально на блоке I и горизонтально на блоке II.

Сервисный модуль

Внутренние компоненты сервисного модуля блока I

• На беспилотном полете Block I Аполлона-6 SM был окрашен в белый цвет, чтобы соответствовать внешнему виду командного модуля. На Аполлоне-1, Аполлоне-4 и на всех космических кораблях Блока II стены SM остались неокрашенными, за исключением радиаторов EPS и ECS, которые были белыми.
• Радиаторы EPS и ECS были переработаны для Block II. Блок I имел три больших радиатора EPS, расположенных в секторах 1 и 4. Радиаторы ECS располагались в кормовой части секторов 2 и 5.
• Топливные элементы блока I располагались у кормовой переборки в секторе 4, а их баки с водородом и кислородом — в секторе 1.
• Блок I имел немного более длинные баки для топлива и окислителя SPS, в которых было больше топлива, чем у Блока II.
• Кормовой теплозащитный экран Блока II имел прямоугольную форму со слегка закругленными углами в секторах топливных баков. Щит Блока I имел ту же базовую форму, но немного выпирал на концах, больше напоминая песочные часы или восьмерку, чтобы прикрыть большую часть танков.

произведено CSM

Серийный номер	Имя	Использовать	Дата запуска	Текущее местоположение	Изображение
Блок I
CSM-001		автомобиль для проверки совместимости систем		списано
CSM-002		А-004 Рейс	20 января 1966 г.	Командный модуль на выставке Cradle of Aviation , Лонг-Айленд , Нью-Йорк
CSM-004		статические и термические наземные испытания конструкций		списано
CSM-006		используется для демонстрации системы удаления падающего мусора		Командный модуль списан; сервисный модуль (переименован в SM-010) на выставке в Космическом и ракетном центре США , Хантсвилл, Алабама
CSM-007		различные испытания, включая испытания на акустическую вибрацию и падение, а также обучение выходу из воды. CM был переоборудован с усовершенствованиями Block II. Прошел испытания Skylab в Климатической лаборатории Мак-Кинли, авиабаза Эглин , Флорида, 1971–1973 годы.		Командный модуль на выставке в Музее авиации , Сиэтл , Вашингтон.
CSM-008		Космический корабль с полными системами, используемый в термовакуумных испытаниях		списано
CSM-009		АС-201 Летные и дроп-испытания	26 февраля 1966 г.	Командный модуль выставлен в Стратегическом музее авиации и космонавтики , рядом с базой ВВС Оффатт в Эшленде, штат Небраска.
CSM-010		Тепловое испытание (командный модуль переименован в СМ-004А/ВР-27 для динамических испытаний); сервисный модуль так и не завершен		Командный модуль на выставке в Космическом и ракетном центре США , Хантсвилл, Алабама.
CSM-011		AS-202 полет	25 августа 1966 г.	Командный модуль выставлен в музее USS Hornet на бывшей военно-морской авиабазе Аламеда , Аламеда, Калифорния.
CSM-012		Аполлон-1 ; командный модуль был серьезно поврежден при пожаре Аполлона-1		Командный модуль на хранении в Исследовательском центре Лэнгли , Хэмптон, Вирджиния ; трехчастный дверной люк, выставленный в Космическом центре Кеннеди ; сервисный модуль списан
CSM-014		Командный модуль разобран в ходе расследования Аполлона-1. Служебный модуль (SM-014), использовавшийся в миссии «Аполлон-6» . Командный модуль (СМ-014), позже модифицированный и использованный для наземных испытаний (как СМ-014А).		Списан в мае 1977 года.
CSM-017		CM-017 летал на Аполлоне-4 вместе с SM-020 после того, как SM-017 был уничтожен взрывом бака с топливом во время наземных испытаний.	9 ноября 1967 г.	Командный модуль на выставке в Космическом центре Стеннис , залив Сент-Луис, Миссисипи.
CSM-020		CM-020 летал на Аполлоне-6 вместе с SM-014.	4 апреля 1968 г.	Командный модуль на выставке в научном центре Фернбанк , Атланта
Блок II
CSM-098	2ТВ-1 (Термовакуум Блок II №1)	используется в термовакуумных испытаниях		CSM на выставке в Музее Академии наук , Москва, Россия, в рамках экспозиции испытательного проекта "Аполлон-Союз" .
СМ-099	2С-1	Обучение интерфейсу летного экипажа Skylab; ударные испытания		списано
ЦСМ-100	2С-2	статические структурные испытания		Командный модуль «передан в Смитсоновский институт как артефакт», служебный модуль выставлен в Музее истории космоса Нью-Мексико.
ЦСМ-101		Аполлон-7	11 октября 1968 г.	Командный модуль выставлялся в Национальном музее науки и технологий , в Оттаве Онтарио, Канада, с 1974 по 2004 год, а теперь в Музее Frontiers of Flight в Далласе , Техас, после 30 лет нахождения в аренде.
ЦСМ-102		стартового комплекса 34 Транспортно-испытательная машина		Командный модуль списан; Сервисный модуль находится в АО на вершине Little Joe II в Ракетном парке с командным модулем Boiler Plate 22.
ЦСМ-103		Аполлон-8	21 декабря 1968 г.	Командный модуль на выставке в Музее науки и промышленности в Чикаго.
ЦСМ-104	Круглый леденец	Аполлон-9	3 марта 1969 г.	Командный модуль на выставке в Сан-Диего Музее авиации и космонавтики
ЦСМ-105		акустические испытания		Экспонируется в авиации и космонавтики Национальном музее в Вашингтоне, округ Колумбия, в рамках выставки испытательного проекта «Аполлон-Союз» . ( Фото )
ЦСМ-106	Чарли Браун	Аполлон-10	18 мая 1969 г.	Командный модуль на выставке в Музее науки в Лондоне
ЦСМ-107	Колумбия	Аполлон-11	16 июля 1969 г.	Командный модуль на выставке в Национальном музее авиации и космонавтики , Вашингтон, округ Колумбия.
ЦСМ-108	Янки Клипер	Аполлон-12	14 ноября 1969 г.	Командный модуль на выставке в Авиационно-космическом центре Вирджинии , Хэмптон, Вирджиния ; ранее выставлялся в Национальном музее военно-морской авиации на авиабазе ВМС Пенсакола , Пенсакола, Флорида (обменен на CSM-116)
ЦСМ-109	Одиссея	Аполлон-13	11 апреля 1970 г.	Командный модуль на выставке в Канзасском космосферно-космическом центре
ЦСМ-110	Китти Хок	Аполлон-14	31 января 1971 г.	Командный модуль на выставке в Космическом центре Кеннеди
ЦСМ-111		Испытательный проект «Аполлон-Союз»	15 июля 1975 г.	Командный модуль в настоящее время выставлен в Калифорнийском научном центре в Лос-Анджелесе , Калифорния. (ранее выставлялся в комплексе для посетителей Космического центра Кеннеди )
ЦСМ-112	Стараться	Аполлон-15	26 июля 1971 г.	Командный модуль на выставке в Национальном музее ВВС США , база ВВС Райт-Паттерсон , Дейтон, Огайо.
ЦСМ-113	Каспер	Аполлон-16	16 апреля 1972 г.	Командный модуль на выставке в Космическом и ракетном центре США , Хантсвилл, Алабама.
ЦСМ-114	Америка	Аполлон-17	7 декабря 1972 г.	Командный модуль на выставке в Космическом центре Хьюстона , Хьюстон, Техас
ЦСМ-115		Аполлон-19 (отменено)		Никогда не завершен полностью – на сервисном модуле не установлена ​​насадка SPS. На выставке в рамках экспозиции Сатурн-5 в Космическом центре Джонсона , Хьюстон, Техас.
ЦСМ-115а		Аполлон 20 (отменено)		Никогда не завершен полностью – внутренние конструкции не установлены, используется на запчасти. Остальные предметы были отправлены в Японию на выставку в 1978 году и так и не вернулись, возможно, сданы на слом.
ЦСМ-116		Скайлэб 2	25 мая 1973 г.	Командный модуль на выставке в Национальном музее морской авиации , военно-морская авиабаза Пенсакола , Пенсакола, Флорида
ЦСМ-117		Скайлэб 3	28 июля 1973 г.	Командный модуль на выставке в Научном центре Великих озер , нынешнее местонахождение Центра посетителей Исследовательского центра Гленна НАСА , Кливленд, Огайо.
ЦСМ-118		Скайлэб 4	16 ноября 1973 г.	Командный модуль на выставке в Историческом центре Оклахомы (ранее выставлялся в Национальном музее авиации и космонавтики , Вашингтон, округ Колумбия )
ЦСМ-119		Skylab Rescue и резервное копирование ASTP		На выставке в Космическом центре Кеннеди.

Карта мира, показывающая расположение командных и сервисных модулей Apollo (вместе с другим оборудованием).

См. также

3D-модель «Колумбия» командного модуля

• Орбитальный модуль
• Возвращаемая капсула
• Космическая капсула
• Космический костюм
• Исследование космоса
• История освоения космоса США на марках США
• Лунный модуль Аполлона
• Пилотируемая орбитальная станция Марса

Сноски

Примечания

Цитаты