Аполлон: Путь на Луну с помощью Saturn V

Введение

Сатурн V запустил полезную нагрузку, доставившую людей на Луну.

Космический корабль «Аполлон» состоял из трех частей, разработанных для достижения цели американской программы «Аполлон» — высадки астронавтов на Луну к концу 1960-х годов и их безопасного возвращения на Землю. Космический аппарат включал в себя объединенный командный и сервисный модуль (CSM) и лунный модуль «Аполлон» (LM). Два дополнительных компонента дополняли состав космического корабля для его сборки: адаптер космического корабля и лунного модуля (SLA), предназначенный для защиты LM от аэродинамических нагрузок при запуске и соединения CSM с ракетой-носителем «Сатурн», и систему аварийного спасения (LES), чтобы безопасно отвести экипаж командного модуля от ракеты-носителя в случае аварийной ситуации при запуске. Конструкция была основана на концепции встречи на лунной орбите: два состыкованных космических корабля отправлялись к Луне и выходили на лунную орбиту. В то время как LM отделялся и совершал посадку, CSM оставался на орбите. После лунной экспедиции корабли сближались и стыковались на лунной орбите, и CSM возвращал экипаж на Землю. Командный модуль был единственной частью космического аппарата, возвращавшейся с экипажем на поверхность Земли. LES сбрасывался во время запуска после достижения точки, где он больше не требовался, а SLA оставался прикрепленным к верхней ступени ракеты-носителя. Два беспилотных CSM, один беспилотный LM и один пилотируемый CSM были выведены в космос ракетами-носителями Saturn IB для миссий «Аполлон» на низкой околоземной орбите. Более мощные ракеты Saturn V запускали два беспилотных CSM на испытательные полеты на высокой околоземной орбите, CSM в рамках одной пилотируемой лунной миссии, полный космический аппарат в рамках одной пилотируемой миссии на низкой околоземной орбите и восемь пилотируемых лунных миссий. После завершения программы «Аполлон» четыре CSM были запущены на ракетах Saturn IB для трех орбитальных миссий Skylab и совместного проекта «Аполлон-Союз».

Командный и сервисный модуль

Основная часть космического корабля "Аполлон" представляла собой трехместный аппарат, разработанный для полётов на околоземную орбиту, перелёта к Луне, работы на окололунной орбите и возвращения на Землю. Он состоял из командного модуля и поддерживающего его сервисного модуля, построенных компанией North American Aviation (позже North American Rockwell).

Командный модуль (CM)

Командный модуль являлся центром управления космическим кораблем "Аполлон" и жилыми помещениями для трех членов экипажа. Он включал в себя герметичную главную кабину экипажа, кресла-кушетки для членов экипажа, панель управления и приборы, первичную систему наведения, навигации и управления, системы связи, систему контроля окружающей среды, аккумуляторы, теплозащитный экран, систему реактивного управления для поддержания ориентации, передний стыковочный люк, боковой люк, пять иллюминаторов и парашютную систему спасения. Это была единственная часть космического аппарата "Аполлон"/"Сатурн", вернувшаяся на Землю в целости и сохранности.

Модуль обслуживания (SM)

Сервисный модуль не был герметизирован и содержал основной двигатель для маневрирования и гиперголические компоненты топлива для выхода на и с лунной орбиты, систему реактивного управления для контроля ориентации и перемещения, топливные элементы, использующие водород и кислород, радиаторы для отвода тепла в космос и высокоусиливающую антенну. Кислород также использовался для дыхания, а топливные элементы производили воду для питья и поддержания жизнеобеспечения. На "Аполлонах-15", "Аполлонах-16" и "Аполлоне-17" он также нес научный приборный комплекс, включающий картографическую камеру и небольшой суборбитальный спутник для изучения Луны. Большая часть объема сервисного модуля была занята топливом и основным ракетным двигателем. Этот двигатель, способный к многократным запускам, выводил космический корабль "Аполлон" на лунную орбиту и с нее, а также использовался для коррекции траектории полета между Землей и Луной. Сервисный модуль оставался пристыкованным к командному модулю на протяжении всего полета. Он отделялся непосредственно перед входом в атмосферу Земли.

Лунный модуль (LM)

Лунный модуль "Аполлон" был отдельным аппаратом, предназначенным для посадки на Луну и возвращения на лунную орбиту, и был первым настоящим "космическим кораблём", поскольку он летал исключительно в вакууме космоса. Он состоял из спускаемого и взлётного модулей. Он обеспечивал системы жизнеобеспечения для двух астронавтов на срок до четырёх-пяти дней в ходе миссий "Аполлон-15", "Аполлон-16" и "Аполлон-17". Космический корабль был разработан и построен компанией Grumman Aircraft Company. Спускаемый модуль содержал шасси, посадочную радиолокационную антенну, двигательную установку спуска и топливо для посадки на Луну. Он также имел несколько грузовых отсеков, использовавшихся для перевозки, в частности: комплектов оборудования для лунных экспериментов ALSEP, модульного транспортера оборудования (MET) – ручной тележки для оборудования, использовавшейся в миссии "Аполлон-14", лунного ровера ("Аполлон-15", "Аполлон-16" и "Аполлон-17"), наземной телевизионной камеры, инструментов для работы на поверхности и контейнеров для сбора образцов лунного грунта. Взлётный модуль содержал кабину экипажа, приборные панели, верхний люк/док-порт, передний люк, оптические и электронные системы наведения, систему управления ориентацией, радиолокационные и коммуникационные антенны, ракетный двигатель взлёта и топливо для возвращения на лунную орбиту и стыковки с командным и сервисным модулями "Аполлон".

Космический аппарат адаптер лунного модуля (SLA)

Космический адаптер (SLA), построенный компанией North American Aviation (Rockwell), представлял собой коническую алюминиевую конструкцию, соединявшую сервисный модуль с ракетной ступенью Saturn S IVB. Он также защищал лунный модуль (LM), сопло двигателя системы управления движением, и кабельную связь ракеты-носителя с сервисным модулем во время запуска и подъема в атмосферу. SLA состоял из четырех неподвижных панелей длиной 7 футов (2 м), прикрепленных к приборному отсеку на вершине ступени S IVB, которые через шарниры соединялись с четырьмя панелями длиной 21 фут (6 м), открывавшимися сверху подобно лепесткам цветка. SLA был изготовлен из алюминиевого сотового материала. Внешняя поверхность SLA была покрыта тонким слоем пробки и окрашена в белый цвет для минимизации тепловых напряжений во время запуска и подъема. Сервисный модуль крепился к фланцу на верхней части более длинных панелей, а питание для многократно резервированной пиротехники SLA обеспечивалось кабелем. Поскольку отказ от разделения со ступенью S IVB мог оставить экипаж в космосе, система разделения использовала несколько каналов передачи сигнала, несколько детонаторов и несколько взрывчатых зарядов, где детонация одного заряда приводила бы в действие другой, даже если детонатор этого заряда не сработал бы. После выхода в космос астронавты нажимали кнопку "CSM/LV Sep" на панели управления для отделения командного модуля (CSM) от ракеты-носителя. Детонирующий шнур воспламенялся вокруг фланца между сервисным модулем и SLA, а также вдоль соединений между четырьмя панелями SLA, освобождая сервисный модуль и разрывая соединения между панелями. Двойные резервные пиротехнические двигатели в нижней части панелей SLA затем срабатывали, чтобы вращать их вокруг шарниров со скоростью 30–60 градусов в секунду. На всех полетах, включая "Аполлон-7", панели SLA оставались соединенными шарнирами со ступенью S IVB и открывались под углом 45 градусов, как и было предусмотрено конструкцией. Однако, когда экипаж "Аполлона-7" отрабатывал сближение со ступенью S IVB/SLA, содержащей макет стыковочного узла, одна панель не открылась полностью на 45 градусов, что вызвало опасения по поводу возможного столкновения космического корабля с панелями SLA во время стыковки и извлечения лунного модуля в рамках лунной миссии. Уолли Ширра сравнил это с "сердитым аллигатором" из полета "Джемини-9". Это привело к перепроектированию с использованием системы освобождения шарниров с пружинным механизмом, которая освобождала панели под углом 45 градусов и отталкивала их от ступени S IVB со скоростью около [значение отсутствует в тексте], обеспечивая безопасное расстояние к тому моменту, когда астронавты отводили CSM, поворачивали его на 180 градусов и возвращались для стыковки. Лунный модуль крепился к SLA в четырех точках вокруг нижних панелей. После того, как астронавты состыковали CSM с LM, они взрывали заряды для разъединения этих соединений, а гильотина перерезала кабельную связь LM с приборным отсеком. После срабатывания зарядов пружины отталкивали LM от ступени S IVB, и астронавты могли продолжить свой полет к Луне.

The spacecraft–LM adapter (SLA), built by North American Aviation (Rockwell), was a conical aluminum structure that connected the service module to the Saturn S IVB rocket stage. It also protected the LM, the service propulsion system engine nozzle, and the launch vehicle to service module umbilical during launch and ascent through the atmosphere. The SLA was composed of four fixed 7 feet (2 m) panels bolted to the Instrument Unit on top of the S IVB stage, which were connected via hinges to four 21 feet (6 m) panels which opened from the top similar to flower petals. The SLA was made from aluminum honeycomb material. The exterior of the SLA was covered by a thin layer of cork and painted white to minimize thermal stresses during launch and ascent. The service module was bolted to a flange at the top of the longer panels, and power to the SLA multiply redundant pyrotechnics was provided by an umbilical. Because a failure to separate from the S IVB stage could leave the crew stranded in orbit, the separation system used multiple signal paths, multiple detonators and multiple explosive charges where the detonation of one charge would set off another even if the detonator on that charge failed to function. Once in space, the astronauts pressed the 'CSM/LV Sep' button on the control panel to separate the CSM from the launch vehicle. Detonating cord was ignited around the flange between the SM and SLA, and along the joints between the four SLA panels, releasing the SM and blowing apart the connections between the panels. Dual redundant pyrotechnic thrusters at the lower end of the SLA panels then fired to rotate them around the hinges at 30–60 degrees per second. On all flights through Apollo 7, the SLA panels remained hinged to the S IVB and opened to a 45 degree angle, as originally designed. But as the Apollo 7 crew practiced rendezvous with the S IVB/SLA containing a dummy docking target, one panel did not open to the full 45 degrees, raising concern about the possibility of collision between the spacecraft and the SLA panels during docking and extraction of the LM in a lunar mission. Wally Schirra compared it to the "angry alligator" from Gemini 9. This led to a redesign using a spring loaded hinge release system which released the panels at the 45 degree angle and pushed them away from the S IVB at a velocity of about , putting them a safe distance away by the time the astronauts pulled the CSM away, rotated it through 180 degrees, and came back for docking. The LM was connected to the SLA at four points around the lower panels. After the astronauts docked the CSM to the LM, they blew charges to separate those connections and a guillotine severed the LM to instrument unit umbilical. After the charges fired, springs pushed the LM away from the S IVB, and the astronauts were free to continue their trip to the Moon.

Система эвакуации при запуске (LES)

Система аварийного спасения (САС) для ракеты-носителя "Аполлон" была разработана компанией Lockheed Propulsion Company. Её назначение заключалось в прекращении миссии путем отвода КМ (кабины экипажа) от ракеты-носителя в аварийной ситуации, такой как пожар на стартовой площадке, отказ системы управления или отказ ракеты-носителя, который мог привести к неминуемому взрыву. САС включала три кабеля, проложенные вдоль внешней поверхности ракеты-носителя. Если сигналы от любых двух кабелей терялись, САС активировалась автоматически. В качестве альтернативы, командир мог активировать систему вручную, используя одну из двух рукояток управления, которые переводились в специальный режим аварийного отвода перед запуском. При активации САС запускала твердотопливную ракету спасения и раскрывала систему предкрылков для отклонения КМ от неисправной ракеты-носителя. Затем САС сбрасывалась, и КМ совершала посадку с использованием парашютной системы. Если авария происходила на стартовой площадке, САС поднимала КМ на достаточную высоту, чтобы обеспечить безопасное раскрытие спасательных парашютов до касания земли. В отсутствие аварийной ситуации САС обычно сбрасывалась примерно через 20-30 секунд после запуска второй ступени ракеты-носителя с помощью отдельного твердотопливного ракетного двигателя, изготовленного компанией Thiokol Chemical Company. Режимы аварийного отвода после этого момента осуществлялись без использования САС. САС была установлена, но не использовалась на четырех беспилотных полетах "Аполлон" и пятнадцати пилотируемых полетах "Аполлон", "Скайлаб" и программы "Аполлон-Союз".

Основные компоненты

Носовой конус и Q-шарик Носовой конус LES содержал массив из 8 труб Пито для измерения давления в конструкции, известной как "Q-шарик". Эти датчики были подключены к бортовым компьютерам CM и ракеты-носителя Saturn, что позволяло вычислять динамическое давление (q) во время полета в атмосфере, а также угол атаки в случае аварийного прекращения полета. Защитная крышка из пенопласта, удаляемая за несколько секунд до запуска, защищала трубки Пито от засорения мусором. Крышка была разделена вертикально на две части и удерживалась резиновой лентой. За резиновой лентой было расположено бритвенное лезвие, зажатое между половинками крышки. К верхней и нижней части лезвия, а также к обеим половинкам крышки, был присоединен стальной трос. Трос проходил через шкив на стреловом кране на вершине пусковой мачты (LUT) и спускался к трубе на правой стороне уровня LUT высотой 360 футов (110 м). Трос был соединен с цилиндрическим грузом внутри трубы. Груз опирался на рычаг, управляемый пневматическим соленоидным клапаном. При активации клапана из Центра управления запуском (LCC), пневматическое давление 600 PSI GN2 (азотного газа) поворачивало рычаг вниз, позволяя грузу упасть в трубе. Падающий груз тянул за трос, который тянул лезвие, разрезая резиновую ленту, а трос оттягивал половинки крышки от ракеты-носителя. Чрезмерная продуманность этой системы безопасности объяснялась тем, что система аварийного спасения, зависящая от данных Q-шарика, активировалась за 5 минут до запуска, поэтому снятие крышки Q-шарика было критически важной частью возможного аварийного прекращения полета на стартовой площадке. Сборка канарда и двигатель тангажа Они работали совместно, чтобы отклонить CM с прямой траектории в сторону в случае аварии. Это отклоняло CM от траектории взрыва ракеты-носителя. Также это обеспечивало посадку CM в стороне от огня на стартовой площадке, а не в его эпицентре. Двигатель аварийного спасения Основной твердотопливный ракетный двигатель внутри длинной трубы с четырьмя выхлопными соплами, установленными под коническим обтекателем. Он быстро отводил CM от аварийной ситуации при запуске. Двигатель сброса башни Меньший твердотопливный двигатель с двумя выхлопными соплами, установленный в трубе над двигателем аварийного спасения. Он сбрасывал всю систему аварийного спасения после того, как она больше не требовалась, обычно после зажигания второй ступени. Башня аварийного спасения Решетчатая конструкция из труб, соединяющая обтекатель двигателя аварийного спасения с CM. Защитный обтекатель для этапа разгона Полая коническая конструкция из стекловолокна, защищающая отсек парашютов CM и обеспечивающая гладкое аэродинамическое покрытие над стыковочным туннелем и зондом. После обнаружения эрозии иллюминаторов пилотов от выхлопных газов двигателя аварийного спасения во время ранних летных испытаний LES, был добавлен кормовой защитный обтекатель, окружающий всю верхнюю поверхность CM.

Nose cone and Q ball The nose cone of the LES contained an array of 8 pressure measuring pitot tubes in a structure known as the "Q ball". These sensors were connected to the CM and Saturn launch vehicle guidance computers, allowing calculation of dynamic pressure (q) during atmospheric flight and also the angle of attack in the event of an abort. Q ball cover A styrofoam cover, removed a few seconds before launch, protected the pitot tubes from being clogged by debris. The cover was split in half vertically and held together by a rubber band. A razor blade was positioned behind the rubber band, pinched between the halves of the cover. A wire cable was connected to the top and bottom of the razor blade and to both halves of the cover. The cable was routed through a pulley on the hammerhead crane at the top of the launch umbilical tower (LUT) down to a tube on the right side of the 360 feet (110 m) level of the LUT. The cable was connected to a cylindrical weight inside a tube. The weight rested on a lever controlled by a pneumatic solenoid valve. When the valve was actuated from the Launch Control Center (LCC), the pneumatic pressure of 600 PSI GN2 (nitrogen gas) rotated the lever down allowing the weight to drop down the tube. The dropping weight pulled the cable, which pulled the blade cutting the rubber band, and the cable pulled the halves of the cover away from the launch vehicle. The apparent overengineering of this safety system was due to the fact that the launch escape system, which depended on the Q ball data, was armed 5 minutes before launch, so retraction of the Q ball cover was a life critical part of a possible pad abort. Canard assembly and pitch motor These worked in combination to direct the CM off a straight path and to the side during an emergency. This would direct the CM off the flight path of an exploding launch vehicle. It would also direct the CM to land off to the side of any launch pad fire and not in the middle of it. Launch escape motor The main solid fuel rocket motor inside a long tube, with four exhaust nozzles mounted under a conical fairing. This would pull the CM rapidly away from a launch emergency. Tower jettison motor A smaller solid fuel motor with two exhaust nozzles, mounted in the tube, above the escape motor. This jettisoned the entire Launch Escape System after it was no longer needed, sometime after second stage ignition. Launch escape tower A truss framework of tubes that attached the escape motor fairing to the CM. Boost protective cover A hollow conical fiberglass structure protecting the CM's parachute compartment and providing a smooth aerodynamic cover over the docking tunnel and probe. After erosion of the pilot's windows from the escape motor exhaust was discovered during early LES flight testing, an aft protective cover surrounding the CM's entire upper surface was added.

Текущие местоположения космических аппаратов

Расположение всех командных модулей и всех нелетавших служебных модулей приведено в статье «Командный и служебный модуль Аполлона» в разделе #CSMs. Все использованные служебные модули сгорели в атмосфере Земли после завершения миссий. Расположение всех лунных модулей приведено в статье «Лунный модуль Аполлона» в разделе #Lunar modules produced.