Apollo (Raumschiff) -Apollo (spacecraft)

Vollständiger Apollo-Raumfahrzeug-Stack: Start-Fluchtsystem, Kommandomodul, Servicemodul , Mondlandefähre und Raumfahrzeug-LM-Adapter
Die Apollo 17 CSM in der Mondumlaufbahn von der Aufstiegsstufe der Mondlandefähre aus gesehen

Das Apollo-Raumschiff bestand aus drei Teilen, die entworfen wurden, um das Ziel des amerikanischen Apollo-Programms zu erreichen, bis Ende der 1960er Jahre Astronauten auf dem Mond zu landen und sie sicher zur Erde zurückzubringen . Das Einweg-Raumschiff bestand aus einem kombinierten Kommando- und Servicemodul (CSM) und einer Apollo-Mondlandefähre (LM). Zwei zusätzliche Komponenten ergänzten den Raumfahrzeugstapel für die Raumfahrzeugmontage: ein Raumfahrzeug-LM-Adapter (SLA), der das LM vor den aerodynamischen Belastungen des Starts abschirmen und das CSM mit der Saturn -Trägerrakete und einem Start-Fluchtsystem verbinden soll(LES), um die Besatzung im Kommandomodul im Falle eines Startnotfalls sicher von der Trägerrakete wegzubringen.

Das Design basierte auf dem Mondorbit-Rendezvous - Ansatz: Zwei angedockte Raumschiffe wurden zum Mond geschickt und gingen in die Mondumlaufbahn. Während sich die LM ablöste und landete, blieb die CSM im Orbit. Nach der Mondexkursion trafen sich die beiden Fahrzeuge und dockten in der Mondumlaufbahn an, und das CSM brachte die Besatzung zur Erde zurück. Das Kommandomodul war der einzige Teil des Raumfahrzeugs, der mit der Besatzung zur Erdoberfläche zurückkehrte.

Die LES wurde während des Starts abgeworfen, als sie den Punkt erreichte, an dem sie nicht mehr benötigt wurde, und die SLA blieb an der Oberstufe der Trägerrakete befestigt. Zwei unbemannte CSMs, ein unbemanntes LM und ein bemanntes CSM wurden von Saturn IB -Trägerraketen für Apollo-Missionen im erdnahen Orbit ins All befördert. Größere Saturn Vs starteten zwei unbemannte CSMs auf Testflügen in hoher Erdumlaufbahn, das CSM auf einer bemannten Mondmission, das komplette Raumschiff auf einer bemannten niedrigen Erdumlaufbahnmission und acht bemannte Mondmissionen. Nach Abschluss des Apollo-Programms wurden vier CSMs auf Saturn IBs für drei Skylab - Erdorbitalmissionen und das Apollo-Sojus-Testprojekt gestartet .

Kommando- und Servicemodul

Der Hauptteil des Apollo-Raumfahrzeugs war ein Drei-Mann-Fahrzeug, das für den Erdorbital-, Translunar- und Mondorbitalflug und die Rückkehr zur Erde ausgelegt war. Diese bestand aus einem von einem Servicemodul unterstützten Kommandomodul , das von North American Aviation (später North American Rockwell ) gebaut wurde.

Befehlsmodul (CM)

Apollo Command Module und seine Position auf Saturn V

Das Kommandomodul war das Kontrollzentrum für das Apollo-Raumschiff und Wohnräume für die drei Besatzungsmitglieder. Es enthielt die unter Druck stehende Hauptmannschaftskabine, Mannschaftssofas, Steuer- und Instrumententafel, Primärführung, Navigations- und Steuersystem , Kommunikationssysteme, Umgebungskontrollsystem, Batterien, Hitzeschild , Reaktionskontrollsystem zur Lagekontrolle , vordere Andockluke, Seitenluke , fünf Fenster und ein Fallschirm-Wiederherstellungssystem. Es war das einzige Teil des Apollo/Saturn-Raumfahrzeugs, das unversehrt zur Erde zurückkehrte.

Servicemodul (SM)

Apollo-Servicemodul

Das Servicemodul war drucklos und enthielt einen Hauptantriebsmotor und hypergolisches Treibmittel zum Betreten und Verlassen der Mondumlaufbahn, ein Reaktionssteuerungssystem zur Bereitstellung von Lagesteuerung und Translationsfähigkeit , Brennstoffzellen mit Wasserstoff- und Sauerstoffreaktanten, Kühler zum Abführen von Abwärme in den Weltraum, und eine Antenne mit hoher Verstärkung . Der Sauerstoff wurde auch zum Atmen verwendet, und die Brennstoffzellen produzierten Wasser zum Trinken und zur Umweltkontrolle. Auf Apollo 15, 16 und 17 trug es auch ein wissenschaftliches Instrumentenpaket mit einer Kartierungskamera und einem kleinen Subsatelliten zum Studium des Mondes.

Ein großer Teil des Servicemoduls wurde von Treibstoff und dem Hauptraketentriebwerk eingenommen. Dieser Motor, der zu mehreren Neustarts fähig ist, platzierte das Apollo-Raumschiff in und aus der Mondumlaufbahn und wurde für Kurskorrekturen zwischen der Erde und dem Mond verwendet.

Das Servicemodul blieb während der gesamten Mission mit dem Kommandomodul verbunden. Es wurde kurz vor dem Wiedereintritt in die Erdatmosphäre abgeworfen.

Mondlandefähre (LM)

Die Apollo-Mondlandefähre war ein separates Fahrzeug, das dazu bestimmt war, auf dem Mond zu landen und in die Mondumlaufbahn zurückzukehren, und war das erste echte "Raumschiff", da es ausschließlich im Vakuum des Weltraums flog. Sie bestand aus einer Abstiegs- und einer Aufstiegsstufe . Es lieferte Lebenserhaltungssysteme für zwei Astronauten für bis zu vier bis fünf Tage auf den Missionen Apollo 15, 16 und 17. Das Raumschiff wurde von der Grumman Aircraft Company entworfen und hergestellt .

Die Abstiegsstufe enthielt das Fahrwerk, die Landeradarantenne, das Abstiegsantriebssystem und den Treibstoff für die Landung auf dem Mond. Es hatte auch mehrere Frachträume, in denen unter anderem Folgendes transportiert wurde: die Apollo Lunar Surface Experiment Packages ALSEP , der modularisierte Ausrüstungstransporter (MET) (ein handgezogener Ausrüstungswagen, der bei Apollo 14 verwendet wurde ), der Lunar Rover ( Apollo 15 , 16 und 17 ), eine Oberflächenfernsehkamera, Oberflächenwerkzeuge und Mondproben-Sammelboxen.

Die Aufstiegsstufe enthielt die Mannschaftskabine, Instrumententafeln, Überkopfluke/Docking-Port, vordere Luke, optische und elektronische Leitsysteme , Reaktionssteuerungssystem, Radar- und Kommunikationsantennen, Aufstiegsraketentriebwerk und Treibstoff, um in die Mondumlaufbahn zurückzukehren und sich mit der Apollo zu treffen Befehls- und Servicemodule.

Raumfahrzeug-Mondmodul-Adapter (SLA)

Apollo-Raumfahrzeug-zu-LM-Adapter

Der von North American Aviation (Rockwell) gebaute Raumfahrzeug-LM-Adapter (SLA) war eine konische Aluminiumstruktur, die das Servicemodul mit der Saturn S-IVB- Raketenstufe verband. Es schützte auch das LM, die Triebwerksdüse des Service-Antriebssystems und die Versorgungsleitung vom Startfahrzeug zum Servicemodul während des Starts und des Aufstiegs durch die Atmosphäre.

Die SLA bestand aus vier festen 2,1 m hohen Paneelen, die mit der Instrumenteneinheit oben auf der S-IVB- Bühne verschraubt waren und über Scharniere mit vier 6,4 m hohen Paneelen verbunden waren, die sich öffneten von oben ähnlich wie Blütenblätter.

Der SLA wurde aus 1,7 Zoll dickem (43 mm) Aluminiumwabenmaterial hergestellt. Das Äußere des SLA war mit einer dünnen (0,03–0,2 Zoll oder 0,76–5,08 Millimeter) Korkschicht bedeckt und weiß gestrichen, um thermische Spannungen während des Starts und Aufstiegs zu minimieren.

Das Servicemodul wurde mit einem Flansch oben an den längeren Platten verschraubt, und die mehrfach redundante Pyrotechnik der SLA wurde über eine Versorgungsleitung mit Strom versorgt. Da ein Versäumnis, sich von der S-IVB- Stufe zu trennen, die Besatzung im Orbit festsitzen lassen könnte, verwendete das Trennsystem mehrere Signalpfade, mehrere Zünder und mehrere Sprengladungen, bei denen die Detonation einer Ladung eine andere auslösen würde, selbst wenn der Zünder auf dieser Ladung wäre funktionierte nicht.

Eines der SLA-Panels auf Apollo 7 öffnete sich nicht vollständig auf die vorgesehenen 45°.
Umsetzung von CSM, Docking und Extraktion von LM
Adapterplatten fallen vom LM ab, wenn sich das CSM umdreht
Adapterplatten werden abgeworfen und das CSM um 180 Grad gedreht
Das CSM zieht das LM von der dritten Stufe des Saturn 5 weg
Das CSM dockt am LM an und zieht es von der dritten Stufe des Saturn V weg.

Sobald sie im Weltraum waren, drückten die Astronauten die Taste „CSM/LV Sep“ auf dem Bedienfeld, um das CSM von der Trägerrakete zu trennen. Sprengschnur wurde um den Flansch zwischen dem SM und SLA und entlang der Fugen zwischen den vier SLA-Paneelen gezündet, wodurch das SM freigesetzt und die Verbindungen zwischen den Paneelen auseinander gesprengt wurden. Doppelt redundante pyrotechnische Triebwerke am unteren Ende der SLA-Platten wurden dann abgefeuert, um sie mit 30–60 Grad pro Sekunde um die Scharniere zu drehen.

Apollo 7 trug keine Mondlandefähre. Eine strukturelle Versteifung wird verwendet, um eine ausreichende Steifigkeit des SLA bereitzustellen.

Bei allen Flügen durch Apollo 7 blieben die SLA-Panels an der S-IVB angelenkt und öffneten sich wie ursprünglich vorgesehen in einem 45-Grad-Winkel. Als die Besatzung von Apollo 7 jedoch ein Rendezvous mit der S-IVB/SLA übte, die ein Dummy-Andockziel enthielt, öffnete sich eine Platte nicht auf die vollen 45 Grad, was Bedenken hinsichtlich der Möglichkeit einer Kollision zwischen dem Raumschiff und den SLA-Platten während des Andockens und der Extraktion aufkommen ließ des LM in einer Mondmission. Dies führte zu einer Neugestaltung mit einem federbelasteten Scharnierfreigabesystem, das die Paneele im 45-Grad-Winkel löste und sie mit einer Geschwindigkeit von etwa 8 km / h (5,0 mph) vom S-IVB wegschob, wodurch sie sicher wurden Entfernung entfernt, als die Astronauten das CSM wegzogen, um 180 Grad drehten und zum Andocken zurückkamen.

Das LM wurde an vier Punkten um die unteren Platten herum mit dem SLA verbunden. Nachdem die Astronauten das CSM an das LM angedockt hatten, bliesen sie Sprengladungen, um diese Verbindungen zu trennen, und eine Guillotine durchtrennte die Nabelschnur zwischen LM und Instrumenteneinheit . Nachdem die Ladungen abgefeuert worden waren, drückten Federn das LM von der S-IVB weg und die Astronauten konnten ihre Reise zum Mond fortsetzen.

Spezifikationen

  • Höhe: 8,5 m
  • Scheiteldurchmesser: 3,91 m (12 Fuß 10 Zoll) Ende des Servicemoduls
  • Basisdurchmesser: 6,60 m (21 Fuß 8 Zoll) S-IVB-Ende
  • Gewicht: 1.840 kg
  • Volumen: 190 m 3 (6.700 cu ft), 140 m 3 (4.900 cu ft ) nutzbar

Launch-Escape-System (LES)

Pad-Abbruchtest (2), der den Pitch-Motor und den Launch-Escape-Motor in Betrieb zeigt

Das Apollo Launch Escape System (LES) wurde von der Lockheed Propulsion Company gebaut . Sein Zweck bestand darin, die Mission abzubrechen, indem das CM (die Mannschaftskabine) in einem Notfall von der Trägerrakete weggezogen wurde, z.

Die LES umfasste drei Drähte, die an der Außenseite der Trägerrakete entlangliefen. Wenn die Signale von zwei beliebigen Drähten verloren gingen, würde der LES automatisch aktiviert. Alternativ könnte der Kommandant das System manuell aktivieren, indem er einen von zwei Übersetzungssteuerungsgriffen verwendet, die für den Start in einen speziellen Abbruchmodus geschaltet wurden. Bei Aktivierung würde die LES eine Festbrennstoff-Fluchtrakete abfeuern und ein Canard -System öffnen, um das CM von einer in Schwierigkeiten geratenen Trägerrakete weg und aus deren Weg zu lenken. Die LES würde dann abwerfen und die CM würde mit ihrem Fallschirm -Bergungssystem landen.

Wenn der Notfall auf der Startrampe passierte, würde die LES das CM auf eine ausreichende Höhe anheben, damit die Rettungsfallschirme sicher eingesetzt werden können, bevor sie mit dem Boden in Kontakt kommen.

In Abwesenheit eines Notfalls wurde die LES routinemäßig etwa 20 oder 30 Sekunden nach der Zündung der zweiten Stufe der Trägerrakete abgeworfen, wobei ein separater Feststoffraketenmotor verwendet wurde, der von der Thiokol Chemical Company hergestellt wurde . Abbruchmodi nach diesem Punkt würden ohne die LES erreicht werden. Die LES wurde auf vier unbemannten Apollo-Flügen und fünfzehn bemannten Apollo-, Skylab- und Apollo-Sojus-Testprojektflügen mitgeführt, aber nie eingesetzt .

Hauptkomponenten

Komponenten des Apollo-Startfluchtsystems
Nose Cone und Q-Ball
Der Nasenkonus des LES enthielt eine Anordnung von 8 druckmessenden Pitotrohren in einer Struktur, die als "Q-Ball" bekannt ist. Diese Sensoren wurden mit den Führungscomputern der CM- und Saturn-Trägerrakete verbunden und ermöglichten die Berechnung des dynamischen Drucks (q) während des Atmosphärenflugs und auch des Anstellwinkels im Falle eines Abbruchs.
Q-Ball-Abdeckung
Eine Styroporabdeckung, die einige Sekunden vor dem Start entfernt wurde, schützte die Pitotrohre vor Verstopfung durch Trümmer. Die Abdeckung wurde vertikal in zwei Hälften geteilt und durch ein 2-Zoll-Gummiband (51 mm) zusammengehalten. Hinter dem Gummiband war eine Rasierklinge positioniert, die zwischen den Hälften der Abdeckung eingeklemmt war. Ein Drahtkabel wurde mit der Ober- und Unterseite der Rasierklinge und mit beiden Hälften der Abdeckung verbunden. Das Kabel wurde durch eine Umlenkrolle am Hammerhead-Kran an der Spitze des Launch Nabelturms (LUT) nach unten zu einem Rohr auf der rechten Seite der 360-Fuß-Ebene (110 m) des LUT geführt. Das Kabel wurde mit einem zylindrischen Gewicht in einem Rohr verbunden. Das Gewicht ruhte auf einem Hebel, der von einem pneumatischen Magnetventil gesteuert wurde. Als das Ventil vom Launch Control Center (LCC) aus betätigt wurde, drehte der pneumatische Druck von 600 PSI GN2 (Stickstoffgas) den Hebel nach unten, sodass das Gewicht das Rohr hinunterfallen konnte. Das Fallgewicht zog das Kabel, das die Klinge zog und das Gummiband durchtrennte, und das Kabel zog die Hälften der Abdeckung von der Trägerrakete weg. Die offensichtliche Überkonstruktion dieses Sicherheitssystems war darauf zurückzuführen, dass das Start-Fluchtsystem, das von den Q-Ball-Daten abhing, 5 Minuten vor dem Start aktiviert wurde, sodass das Zurückziehen der Q-Ball-Abdeckung ein lebenskritischer Teil eines war möglicher Pad-Abbruch.
Canard-Montage und Pitch-Motor
Diese arbeiteten zusammen, um das CM während eines Notfalls von einem geraden Weg und zur Seite zu lenken. Dies würde das CM aus der Flugbahn einer explodierenden Trägerrakete lenken. Es würde das CM auch anweisen, neben einem Startrampenfeuer zu landen und nicht mittendrin.
Fluchtmotor starten
Der Hauptmotor der Festbrennstoffrakete in einem langen Rohr mit vier unter einer konischen Verkleidung montierten Abgasdüsen. Dies würde das CM schnell aus einem Startnotfall herausziehen.
Turmabwurfmotor
Ein kleinerer Festbrennstoffmotor mit zwei Abgasdüsen, die im Rohr über dem Fluchtmotor montiert sind. Dadurch wurde das gesamte Launch Escape System abgeworfen, nachdem es nicht mehr benötigt wurde, irgendwann nach der Zündung der zweiten Stufe.
Fluchtturm starten
Ein Fachwerkrahmen aus Rohren, der die Fluchtmotorverkleidung am CM befestigte.
Boost-Schutzhülle
Eine hohle konische Fiberglasstruktur, die das Fallschirmfach des CM schützt und eine glatte aerodynamische Abdeckung über dem Andocktunnel und der Sonde bietet. Nachdem bei frühen LES-Flugtests eine Erosion der Fenster des Piloten durch den Auspuff des Fluchtmotors entdeckt wurde, wurde eine hintere Schutzabdeckung hinzugefügt, die die gesamte obere Oberfläche des CM umgibt.

Spezifikationen

  • Länge minus BPC : 9,92 m (32 Fuß 6 Zoll)
  • Länge mit BPC : 12,02 m (39 Fuß 5 Zoll)
  • Durchmesser: 0,66 m (2 Fuß 2 Zoll)
  • Gesamtmasse: 9.200 Pfund (4.200 kg)
  • Schub , 36.000 Fuß: 147.000 Pfund-Kraft (650 kN)
  • Schub, maximal: 200.000 Pfund-Kraft (890 kN)
  • Brenndauer: 4,0 Sekunden

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Aktuelle Standorte von Raumfahrzeugen

Die Disposition aller Kommandomodule und aller nicht geflogenen Servicemodule ist unter Apollo Command and Service Module#CSMsproduziert aufgelistet . (Alle geflogenen Servicemodule verglühten bei Beendigung der Missionen in der Erdatmosphäre.)

Die Disposition aller Mondlandefähren ist unter Apollo Lunar Module#produzierte Mondlandefähren aufgeführt .

Verweise

Externe Links