Apollo (rumfartøj) -Apollo (spacecraft)
Apollo - rumfartøjet var sammensat af tre dele designet til at nå det amerikanske Apollo-programs mål om at lande astronauter på Månen i slutningen af 1960'erne og returnere dem sikkert til Jorden . Det forbrugbare (engangs) rumfartøj bestod af et kombineret kommando- og servicemodul (CSM) og et Apollo Lunar Module (LM). To yderligere komponenter supplerede rumfartøjsstakken til samling af rumfartøjer: en rumfartøj-LM-adapter (SLA) designet til at beskytte LM mod den aerodynamiske belastning af opsendelsen og til at forbinde CSM til Saturn løftefartøjet og et opsendelsesflugtsystem(LES) for at bære besætningen i kommandomodulet sikkert væk fra løfteraketten i tilfælde af en opsendelsesnødsituation.
Designet var baseret på rendezvous- tilgangen til månens kredsløb: to dokkede rumfartøjer blev sendt til Månen og gik i månekredsløb. Mens LM separerede og landede, forblev CSM i kredsløb. Efter måneudflugten mødtes de to fartøjer og lagde til kaj i månekredsløb, og CSM returnerede besætningen til Jorden. Kommandomodulet var den eneste del af rumfartøjet, der vendte tilbage med besætningen til jordens overflade.
LES'en blev kastet ud under opsendelsen, da den nåede det punkt, hvor den ikke længere var nødvendig, og SLA'en forblev knyttet til løfterakettens øverste trin. To ubemandede CSM'er, en ubemandet LM og en bemandet CSM blev båret ud i rummet af Saturn IB løfteraketter til Apollo-missioner i lavt kredsløb om jorden. Større Saturn Vs lancerede to ubemandede CSM'er på testflyvninger i høj kredsløb om Jorden, CSM'en på en bemandet månemission, det komplette rumfartøj på en bemandet lav kredsløbsmission om Jorden og otte bemandede månemissioner. Efter afslutningen af Apollo-programmet blev fire CSM'er lanceret på Saturn IB'er til tre Skylab Earth orbital missioner og Apollo-Soyuz Test Project .
Kommando- og servicemodul
Størstedelen af Apollo-rumfartøjet var et tremandsfartøj designet til bane-, transmåne- og måneflyvning og retur til Jorden. Dette bestod af et kommandomodul understøttet af et servicemodul , bygget af North American Aviation (senere North American Rockwell ).
Kommandomodul (CM)
Kommandomodulet var kontrolcenteret for Apollo-rumfartøjet og opholdsrum for de tre besætningsmænd. Den indeholdt den tryksatte hovedbesætningskabine, besætningssofaer, kontrol- og instrumentpanel, primær vejledning, navigation og kontrolsystem , kommunikationssystemer, miljøkontrolsystem, batterier, varmeskjold , reaktionskontrolsystem til at give holdningskontrol , fremad dockingluge, sideluge , fem vinduer og et faldskærmsgendannelsessystem. Det var den eneste del af Apollo/Saturn rumfartøjet, der vendte tilbage til Jorden intakt.
Servicemodul (SM)
Servicemodulet var trykløst og indeholdt en hovedfremdriftsmotor og hypergolisk drivmiddel til at komme ind i og forlade månens kredsløb, et reaktionskontrolsystem til at give holdningskontrol og translationsevne , brændselsceller med brint- og oxygenreaktanter, radiatorer til at dumpe spildvarme ud i rummet, og en højforstærket antenne . Ilten blev også brugt til at trække vejret, og brændselscellerne producerede vand til drikkevand og miljøkontrol. På Apollo 15, 16 og 17 havde den også en videnskabelig instrumentpakke med et kortlægningskamera og en lille undersatellit til at studere Månen.
En stor del af servicemodulet blev optaget af drivmiddel og hovedraketmotoren. I stand til flere genstarter placerede denne motor Apollo-rumfartøjet ind i og ud af månens kredsløb og blev brugt til midtvejskorrektioner mellem Jorden og Månen.
Servicemodulet forblev knyttet til kommandomodulet under hele missionen. Den blev kastet ud lige før den kom ind i Jordens atmosfære igen.
Lunar Module (LM)
Apollo Lunar Module var et separat køretøj designet til at lande på Månen og vende tilbage til månens kredsløb, og var det første rigtige "rumskib", da det udelukkende fløj i rummets vakuum. Den bestod af en nedstigningsfase og en opstigningsfase . Den leverede livsstøttesystemer til to astronauter i op til fire til fem dage på Apollo 15, 16 og 17 missionerne. Rumfartøjet blev designet og fremstillet af Grumman Aircraft Company .
Nedstigningsfasen indeholdt landingsstellet, landingsradarantenne, nedstigningsfremdriftssystem og brændstof til at lande på Månen. Den havde også flere lastrum, der blev brugt til blandt andet at transportere: Apollo Lunar Surface Experiment Packages ALSEP , den modulariserede udstyrstransporter (MET) (en håndtrukket udstyrsvogn brugt på Apollo 14 ), Lunar Rover ( Apollo 15 , 16 og 17 ), et overflade-tv-kamera, overfladeværktøjer og måneprøveindsamlingskasser.
Opstigningsfasen indeholdt besætningskabinen, instrumentpaneler, overliggende luge/dockingport, fremadrettet luge, optiske og elektroniske styresystemer , reaktionskontrolsystem, radar- og kommunikationsantenner, opstigningsraketmotor og drivmiddel for at vende tilbage til månens kredsløb og møde med Apollo Kommando- og servicemoduler.
Rumfartøj-månemoduladapter (SLA)
Rumfartøjet-LM-adapteren (SLA), bygget af North American Aviation (Rockwell), var en konisk aluminiumsstruktur, der forbandt servicemodulet til Saturn S-IVB- raketstadiet. Det beskyttede også LM, servicefremdrivningssystemets motordyse og navlestrengen fra start-køretøj-til-service-modulet under opsendelse og opstigning gennem atmosfæren.
SLA'en var sammensat af fire faste 7 fod høje (2,1 m) paneler boltet til instrumentenheden på toppen af S-IVB scenen, som var forbundet via hængsler til fire 21 fod høje (6,4 m) paneler, som åbnede fra toppen ligner blomsterblade.
SLA'en blev lavet af 1,7-tommer tykt (43 mm) aluminiums honeycomb-materiale. SLA'ens ydre var dækket af et tyndt (0,03-0,2 tommer eller 0,76-5,08 millimeter) lag kork og malet hvidt for at minimere termiske belastninger under opsendelse og opstigning.
Servicemodulet blev boltet til en flange i toppen af de længere paneler, og strøm til SLA -multiply-redundante pyroteknik blev leveret af en umbilical. Fordi en manglende adskillelse fra S-IVB- stadiet kunne efterlade besætningen strandet i kredsløb, brugte separationssystemet flere signalveje, flere detonatorer og flere eksplosive ladninger, hvor detonationen af en ladning ville sætte en anden i gang, selvom detonatoren på den ladning ikke fungerede.
En gang i rummet trykkede astronauterne på knappen 'CSM/LV Sep' på kontrolpanelet for at adskille CSM fra løfteraket. Detonationssnor blev antændt omkring flangen mellem SM og SLA og langs samlingerne mellem de fire SLA paneler, hvilket frigjorde SM og blæste forbindelserne mellem panelerne fra hinanden. Dobbelt-redundante pyrotekniske thrustere i den nederste ende af SLA-panelerne blev derefter affyret for at rotere dem rundt om hængslerne med 30-60 grader i sekundet.
På alle flyvninger gennem Apollo 7 forblev SLA-panelerne hængslet til S-IVB og åbnede til en 45-graders vinkel, som oprindeligt designet. Men da Apollo 7-besætningen øvede et møde med S-IVB/SLA, der indeholdt et dummy docking-mål, åbnede det ene panel ikke til de fulde 45 grader, hvilket gav anledning til bekymring om muligheden for kollision mellem rumfartøjet og SLA-panelerne under docking og ekstraktion af LM i en månemission. Dette førte til et redesign ved hjælp af et fjederbelastet hængseludløsersystem, som frigjorde panelerne i en 45-graders vinkel og skubbede dem væk fra S-IVB med en hastighed på omkring 8 km/t (5,0 mph), hvilket gjorde dem sikre. afstand, da astronauterne trak CSM'en væk, roterede den 180 grader og kom tilbage til docking.
LM var forbundet til SLA'en på fire punkter omkring de nederste paneler. Efter at astronauterne havde dokket CSM til LM, sprængte de ladninger for at adskille disse forbindelser, og en guillotine skar LM-til- instrument-enhedens navlestreng. Efter anklagerne blev affyret, skubbede fjedre LM væk fra S-IVB , og astronauterne var frie til at fortsætte deres tur til Månen.
specifikationer
- Højde: 28 fod (8,5 m)
- Topdiameter: 3,91 m (12 ft 10 tommer) Servicemodulets ende
- Basisdiameter: 6,60 m (21 ft 8 in) S-IVB-ende
- Vægt: 4.050 lb (1.840 kg)
- Volumen: 6.700 cu ft (190 m 3 ), 4.900 cu ft (140 m 3 ) anvendelig
Start escape system (LES)
Apollo launch escape system (LES) blev bygget af Lockheed Propulsion Company . Dens formål var at afbryde missionen ved at trække CM (besætningskabinen) væk fra løfteraketten i en nødsituation, såsom en blokbrand før affyring, styringsfejl eller løfteraketfejl, der sandsynligvis vil føre til en overhængende eksplosion.
LES inkluderede tre ledninger, der løb ned langs ydersiden af løfteraketten. Hvis signalerne fra to af ledningerne gik tabt, ville LES aktiveres automatisk. Alternativt kunne kommandøren aktivere systemet manuelt ved hjælp af et af to oversættelsescontrollerhåndtag, som blev skiftet til en speciel afbrydelsestilstand til opsendelse. Når den blev aktiveret, ville LES affyre en flugtraket med fast brændsel og åbne et canard -system for at dirigere CM væk fra og væk fra stien til en løfteraket i problemer. LES ville derefter kaste sig ud, og CM ville lande med sit faldskærmsgenvindingssystem .
Hvis nødsituationen skete på affyringsrampen, ville LES løfte CM til en tilstrækkelig højde til at tillade genopretningsfaldskærmene at udsendes sikkert, før de kom i kontakt med jorden.
I fravær af en nødsituation blev LES rutinemæssigt kastet ud omkring 20 eller 30 sekunder efter løfterakettens andet trins tænding ved hjælp af en separat fastbrændstof raketmotor fremstillet af Thiokol Chemical Company . Afbrydelsestilstande efter dette punkt ville blive gennemført uden LES. LES blev båret, men aldrig brugt på fire ubemandede Apollo-flyvninger, og femten bemandede Apollo-, Skylab- og Apollo-Soyuz Test Project- flyvninger.
Hovedkomponenter
- Næsekegle og Q-bold
- Næsekeglen på LES indeholdt en række af 8 trykmålende pitotrør i en struktur kendt som "Q-bolden". Disse sensorer var forbundet til CM og Saturn launch vehicle vejledningscomputere, hvilket muliggjorde beregning af dynamisk tryk (q) under atmosfærisk flyvning og også angrebsvinklen i tilfælde af en abort.
- Q-ball cover
- Et styrofoam-dæksel, der blev fjernet et par sekunder før lanceringen, beskyttede pitotrørene mod at blive tilstoppet af snavs. Dækslet blev delt i to lodret og holdt sammen af et 2-tommers (51 mm) gummibånd. Et barberblad blev placeret bag gummibåndet, klemt mellem halvdelene af dækslet. Et ledningskabel blev forbundet til toppen og bunden af barberbladet og til begge halvdele af dækslet. Kablet blev ført gennem en remskive på hammerhovedkranen i toppen af affyringsumbilical tower (LUT) ned til et rør på højre side af 360 fod (110 m) niveauet af LUT. Kablet var forbundet til en cylindrisk vægt inde i et rør. Vægten hvilede på et håndtag styret af en pneumatisk magnetventil. Da ventilen blev aktiveret fra Launch Control Center (LCC), drejede det pneumatiske tryk på 600 PSI GN2 (nitrogengas) håndtaget ned, så vægten faldt ned i røret. Den faldende vægt trak kablet, hvilket trak bladet, der skar gummibåndet, og kablet trak halvdelen af dækslet væk fra løfteraketten. Den tilsyneladende overkonstruktion af dette sikkerhedssystem skyldtes det faktum, at lanceringsflugtsystemet, som var afhængigt af Q-ball-dataene, var armeret 5 minutter før lanceringen, så tilbagetrækning af Q-ball-dækslet var en livskritisk del af en mulig pudeafbrydelse.
- Canard samling og pitch motor
- Disse arbejdede i kombination for at dirigere CM af en lige vej og til siden under en nødsituation. Dette ville lede CM væk fra flyvebanen for en eksploderende løfteraket. Det ville også lede CM til at lande ved siden af enhver affyringsrampebrand og ikke midt i den.
- Start flugtmotor
- Den vigtigste raketmotor med fast brændsel inde i et langt rør, med fire udstødningsdyser monteret under en konisk kåbe. Dette ville trække CM hurtigt væk fra en lanceringsnødsituation.
- Tower jettison motor
- En mindre fastbrændselsmotor med to udstødningsdyser, monteret i røret, over flugtmotoren. Dette kasserede hele Launch Escape System, efter at det ikke længere var nødvendigt, engang efter andet trins tænding.
- Start flugttårnet
- En truss- ramme af rør, der fastgjorde flugtmotorens kåbe til CM.
- Boost beskyttelsescover
- En hul konisk glasfiberstruktur, der beskytter CM's faldskærmsrum og giver et glat aerodynamisk dæksel over docking-tunnelen og sonden. Efter erosion af pilotens vinduer fra flugtmotorens udstødning blev opdaget under tidlige LES-flyvningstests, blev der tilføjet et beskyttende dæksel, der omgiver CM'ens hele øvre overflade.
specifikationer
- Længde minus BPC : 32 ft 6 in (9,92 m)
- Længde med BPC : 39 ft 5 in (12,02 m)
- Diameter: 2 ft 2 in (0,66 m)
- Samlet masse: 9.200 pund (4.200 kg)
- Thrust , 36.000 ft: 147.000 pund-kraft (650 kN)
- Thrust, maksimum: 200.000 pund-kraft (890 kN)
- Brændetid: 4,0 sekunder
Afbryd tests
- Pad Abort Test 1 – LES abort test fra affyringsrampen med Apollo kedelplade BP-6
- Pad Abort Test 2 – LES pad abort test af nær Block-I CM med Apollo kedelplade B-23A
- Little Joe II – Fire LES-afbrydelsestest under flyvning.
Nuværende placeringer af rumfartøjer
Disponeringen af alle kommandomoduler og alle ufløjne servicemoduler er opført på Apollo kommando- og servicemodul#CSM'er produceret . (Alle fløjne servicemoduler brændte op i jordens atmosfære ved afslutningen af missionerne.)
Disponeringen af alle månemoduler er opført på Apollo Lunar Module#Lunar moduler produceret .
Referencer
- North American Rockwell, 'Apollo Command Module News Reference', 1968.
- NASA TN D-7083: Start Escape Propulsion Subsystem
- Apollo Operations Handbook Lunar Module Subsystems Data
eksterne links
- NASA rapport JSC-03600 Apollo/Skylab ASTP og Shuttle Orbiter Major End Items , Slutrapport, marts 1978; NASA-rapporten viser dispositioner af alle raketter og rumfartøjer, der blev brugt i Apollo, Skylab, Apollo-Soyez Test Project og tidlige shuttle-missioner fra 1978.
- Apollo D-2-forslag fra General Electric , Encyclopedia Astronautica