アポロ司令船と機械船

アポロ司令船と機械船

アポロ15号の月周回軌道上のアポロCSMエンデバー号
メーカー	ノースアメリカン航空
デザイナー	マキシム・ファジェ
原産国	アメリカ合衆国
オペレーター	米航空宇宙局（NASA）
アプリケーション	有人地球周回飛行と月周回軌道 スカイラブクルーシャトル アポロ・ソユーズテストプロジェクト
仕様
宇宙船の種類	カプセル
打ち上げ質量	32,390ポンド（14,690kg）地球軌道 63,500ポンド（28,800kg）月
乾燥質量	26,300 ポンド (11,900 kg)
積載量	2,320 ポンド (1,050 kg)
乗員定員	3
音量	218 立方フィート (6.2 m 3 )
力	3 × 1.4kW  、30V  DC 燃料電池
バッテリー	3 × 40アンペア時の酸化銀
政権	低軌道 地球 近傍空間 月軌道
デザインライフ	14日間
寸法
長さ	36.2 フィート (11.0 メートル)
直径	12.8 フィート (3.9 メートル)
生産
状態	引退
構築済み	35
発売	19
運用	19
失敗した	2
失った	1
初打ち上げ	1966年2月26日 ( AS-201 )
最後の打ち上げ	1975年7月15日 (アポロ・ソユーズ)
最後の引退	1975年7月24日
サービス推進システム
搭載	1 × AJ10-137 [1]
最大推力	91.19 kN (20,500 lb f )
比推力	314.5秒（3.084km/秒）
燃焼時間	750秒
推進剤	N 2 O 4 /エアロジン 50
関連宇宙船
一緒に飛行	アポロ月着陸船
構成
アポロ ブロック II CSM ダイアグラム ← ジェミニ宇宙船 オリオン（宇宙船） →

アポロ司令・機械船( CSM ) は、1969年から1972年にかけて宇宙飛行士を月に着陸させたアポロ計画で使用された、アメリカ合衆国のアポロ宇宙船の2つの主要コンポーネントのうちの1つである。CSMは母船として機能し、3人の宇宙飛行士と2番目のアポロ宇宙船であるアポロ月着陸船を月周回軌道まで運び、宇宙飛行士を地球に帰還させた。CSMは2つの部分で構成されていた。円錐形の司令船は、乗組員を収容し、大気圏再突入と着水に必要な機器を運ぶキャビンである。円筒形の機械船は、推進力、電力、およびミッション中に必要なさまざまな消耗品の保管場所を提供する。2つのモジュール間では、臍の緒接続によって電力と消耗品が送られた。帰還時の司令船の再突入の直前に、臍の緒接続は切断され、機械船は切り離されて大気圏で燃え尽きた。

CSM は、1961 年 11 月からノースアメリカン アビエーションによってNASA向けに開発および製造が開始されました。当初は、着陸ロケット ステージの上で月面に着陸し、3 人の宇宙飛行士全員を直上昇ミッションで帰還させるように設計されていました。このミッションでは、別の月着陸船は使用されず、したがって他の宇宙船とドッキングする準備はありませんでした。これと他の必要な設計変更により、CSM の 2 つのバージョンを設計することが決定されました。ブロック I は、無人ミッションと 1 回の有人地球周回飛行 (アポロ 1 号) に使用され、より高度なブロック II は月着陸船で使用するために設計されました。アポロ 1 号の飛行は、打ち上げリハーサルテスト中にキャビンの火災で乗組員が死亡し、コマンド モジュールが破壊されたためキャンセルされました。火災の原因となった問題の修正は、すべての有人宇宙飛行に使用されたブロック II 宇宙船に適用されました。

19機のCSMが宇宙に打ち上げられた。このうち9機は1968年から1972年の間に人間を月へ送り、さらに2機は低軌道で有人試験飛行を行った。いずれもアポロ計画の一環であった。この前にも4機のCSMが無人アポロ試験飛行を行っており、そのうち2機は弾道飛行、2機は軌道飛行だった。アポロ計画の終了後、1973年から1974年にかけて、3機のCSMが宇宙飛行士を軌道上のスカイラブ宇宙ステーションへ運んだ。そして1975年、最後の飛行を行ったCSMが、国際的なアポロ・ソユーズ試験計画の一環としてソ連の宇宙船ソユーズ19号とドッキングした。

先進的な有人宇宙船の構想は、月面着陸の目標が発表される前から始まっていた。3人乗りの宇宙船は主に地球周回軌道での使用を予定していた。宇宙船には、乗組員が数週間にわたって生活し、働くための大型の与圧補助軌道モジュールが含まれる予定だった。モジュール内では宇宙ステーションのような活動を行うが、後期型ではモジュールを使用して宇宙ステーションに貨物を運ぶ予定だった。宇宙船は、サターンV型ロケット1基で打ち上げられる折りたたみ式回転宇宙ステーション、オリンパス計画（LORL）にサービスを提供する予定だった。後期型は月周回飛行に使用され、直接月面着陸宇宙船の基礎となるほか、惑星間ミッションにも使用される予定だった。1960年後半、NASAは米国産業界に宇宙船の設計案を提案するよう要請した。1961年5月25日、ジョン・F・ケネディ大統領は1970年までに月面着陸をするという目標を発表し、NASAのオリンパスステーション計画は直ちに時代遅れとなった。^{[2] [3]}

NASAが1961年11月28日にアポロ計画の最初の契約をノースアメリカン・アビエーション社に与えた時、月面着陸は月周回軌道でのランデブーではなく直接上昇で達成されるとまだ想定されていた。^[4]そのため、司令船を月周回モジュール（LEM）にドッキングさせる手段がないまま設計が進められた。しかし、月周回軌道でのランデブーへの変更と、いくつかのサブシステム（環境制御など）で遭遇したいくつかの技術的障害により、すぐに大幅な再設計が必要であることが明らかになった。1963年、NASAはプログラムを軌道に乗せるための最も効率的な方法は、2つのバージョンで開発を進めることだと決定した。^[5]

• ブロック I は予備設計を継続し、初期の低地球軌道テスト飛行にのみ使用されます。
• ブロック II は月面着陸可能なバージョンで、ドッキング ハッチが備えられ、軽量化とブロック I で学んだ教訓が組み込まれています。ドッキング機能の詳細な設計は、グラマン エアクラフト エンジニアリング社に委託された LEM の設計に依存していました。

1964年1月までに、ノースアメリカンはブロックIIの設計詳細をNASAに提示し始めた。^[6] ブロックIの宇宙船は、サターン1BとサターンVのすべての無人テスト飛行に使用された。当初は2回の有人飛行が計画されていたが、1966年後半に1回に減らされた。このミッションはAS-204と命名されたが、飛行乗務員からはアポロ1号と名付けられ、1967年2月21日の打ち上げが計画されていた。1月27日の打ち上げリハーサル中に、3人の宇宙飛行士全員（ガス・グリソム、エド・ホワイト、ロジャー・チャフィー）がキャビン火災で死亡した。この事故で、ブロックIの設計、製造、保守に重大な欠陥があったことが明らかになり、その多くは当時製造中だったブロックIIの司令船に引き継がれていた。

アポロ204検討委員会による徹底的な調査の後、有人ブロックIフェーズを終了し、検討委員会の勧告を組み込むようにブロックIIを再定義することが決定されました。ブロックIIには、無人のアポロ4号とアポロ6号の飛行でテストされた改訂されたCM熱シールド設計が組み込まれ、最初の完全ブロックII宇宙船は最初の有人ミッションであるアポロ7号で飛行しました。

2 つのブロックは、全体的な寸法は基本的に同じでしたが、いくつかの設計改良により、ブロック II では軽量化が実現しました。また、ブロック I サービス モジュールの推進剤タンクは、ブロック II よりもわずかに大きくなっていました。アポロ 1 号の宇宙船の重量は約 45,000 ポンド (20,000 kg) でしたが、ブロック II アポロ 7 号の重量は 36,400 ポンド (16,500 kg) でした。(これらの 2 つの地球周回宇宙船は、推進剤を 1 セットのタンクにしか搭載せず、高利得 S バンド アンテナを搭載していなかったため、後に月へ行った宇宙船よりも軽量でした。) 以下の仕様では、特に断りがない限り、すべての重量はブロック II 宇宙船のものです。

CSMの開発と生産ユニットの総コストは、2016年のドル換算で369 億ドルであり、 NASAのニュースタートインフレ指数^[8]を使用して名目総額37億ドル^{[7]から調整された。}

司令船は円錐台形で、底面の直径は12フィート10インチ (3.91 m)、高さはドッキングプローブと皿型の後部耐熱シールドを含めて11フィート5インチ (3.48 m) でした。前方区画には、2つの反応制御システムスラスタ、ドッキングトンネル、地球着陸システムがありました。内部の圧力容器には、乗組員の居住区、機器ベイ、制御装置と表示装置、および多くの宇宙船システムが収容されていました。後部区画には、10基の反応制御エンジンとそれに関連する推進剤タンク、淡水タンク、およびCSMアンビリカルケーブルがありました。^[9]

司令船はカリフォルニア州ダウニーにあるノースアメリカン社の工場で建造され、^{[10] [11]}内部構造（圧力シェル）と外部構造の2つの基本構造が結合して構成されていました。

内部構造は、溶接されたアルミニウムの内板、接着されたアルミニウムのハニカム コア、および外面シートからなるアルミニウム サンドイッチ構造でした。ハニカムの厚さは、ベース部分で約 1.5 インチ (3.8 cm)、前方アクセス トンネル部分で約 0.25 インチ (0.64 cm) でした。この内部構造は、与圧された乗員室でした。

外側の構造は、ステンレス鋼のろう付けハニカム構造で、鋼合金の表面板の間にろう付けされています。厚さは0.5インチから2.5インチまであります。内側と外側のシェルの間の領域の一部には、追加の熱保護としてグラスファイバー断熱材の層が充填されています。 ^[12]

CM の外側にあるアブレーション熱シールドは、ほとんどの金属を溶かすのに十分な再突入の熱からカプセルを保護しました。この熱シールドはフェノールホルムアルデヒド樹脂でできていました。再突入中、この材料は焦げて溶け、その過程で高熱を吸収して運び去りました。熱シールドには、気孔シール、防湿層 (白い反射コーティング)、およびアルミホイルのように見える銀色のマイラー熱コーティングなど、いくつかの外側カバーがあります。

耐熱シールドの厚さは、後方部分（再突入時に前方を向くカプセルの底部）では2インチ（5.1cm）から、乗員室および前方部分では0.5インチ（1.3cm）まで変化した。シールドの総重量は約3,000ポンド（1,400kg）であった。^[12]

高さ 1 フィート 11 インチ (0.58 m) の前方区画は、カプセルの先端にある内部圧力シェルの外側の領域で、前方ドッキング トンネルの周囲に位置し、前方熱シールドで覆われています。区画は 4 つの 90 度のセグメントに分割されており、地球着陸装置 (すべてのパラシュート、回収アンテナとビーコン ライト、海上回収スリング)、2 つの反応制御スラスタ、および前方熱シールド解放機構が収められています。

再突入時の高度約25,000フィート（7,600メートル）で前方の耐熱シールドが切り離され、地球着陸装置が露出し、パラシュートが展開できるようになりました。^[12]

高さ1フィート8インチ（0.51メートル）の後部区画は、司令船の周囲で最も広い部分、後部耐熱シールドのすぐ前（上）に位置していた。区画は24のベイに分かれており、10基の反応制御エンジン、CM反応制御サブシステム用の燃料、酸化剤、ヘリウムタンク、水タンク、衝撃緩和システムのクラッシュ可能なリブ、およびいくつかの計器が収容されていた。配線と配管がモジュール間を走るCM-SMアンビリカルも後部区画にあった。後部区画を覆う耐熱シールドのパネルは、飛行前の機器のメンテナンスのために取り外し可能であった。^[12]

ELS のコンポーネントは、前方ドッキング トンネルの周囲に収納されていました。前方コンパートメントは、隔壁によって中央コンパートメントから分離され、4 つの 90 度のくさび形に分割されていました。ELS は、迫撃砲を備えた 2 つのドラッグパラシュート、 3 つのメインパラシュート、メインを展開するための 3 つのパイロット パラシュート、必要に応じてカプセルを直立させるための 3 つのインフレーション バッグ、海上回収ケーブル、ダイ マーカー、およびスイマー アンビリカルで構成されていました。

コマンドモジュールの重心は、圧力中心から（対称軸に沿って）約1フィートオフセットされていました。これにより、再突入時に回転モーメントが提供され、カプセルが傾き、いくらかの揚力（揚力対抗力比は約0.368 ^[13]）が得られました。カプセルはその後、スラスタを使用して回転することで操縦されました。操縦が不要な場合は、カプセルはゆっくりと回転し、揚力の影響は相殺されました。このシステムにより、宇宙飛行士が経験する重力加速度が大幅に軽減され、適度な方向制御が可能になり、カプセルの着水地点を数マイル以内に設定できるようになりました。

高度24,000フィート (7,300 m) で、前方の耐熱シールドが4つの加圧ガス圧縮スプリングを使用して切り離された。次にドローグパラシュートが展開され、宇宙船の速度は時速125マイル (時速201キロメートル) まで減速された。高度10,700フィート (3,300 m) でドローグが切り離され、メインを引き出すパイロットパラシュートが展開された。これによりコマンドモジュールは着水のために時速22マイル (時速35キロメートル) まで減速された。カプセルが最初に水面に接触した部分には、衝撃の力をさらに緩和するための4つの押し潰し可能なリブが含まれていた。コマンドモジュールは、2つのパラシュートを展開しただけで安全にパラシュートで海に着陸することができ (アポロ15号で行われたように)、3つ目のパラシュートは安全上の予防措置であった。

司令船の姿勢制御システムは、 93ポンド力（410 N）の姿勢制御スラスタ12基で構成され、そのうち10基は後部区画に、2基は前部区画に配置されていた。これらには、270ポンド（120 kg）のモノメチルヒドラジン燃料と四酸化窒素酸化剤を貯蔵する4つのタンクから燃料が供給され、2つのタンクに4,150ポンド/平方インチ（28.6 MPa）で貯蔵された1.1ポンド（0.50 kg）のヘリウムによって加圧されていた。^[要出典]

前方ドッキング ハッチはドッキング トンネルの上部に取り付けられていました。直径 30 インチ (76 cm)、重量 80 ポンド (36 kg) で、ろう付けされたハニカム パネルに溶接接合された 2 つの機械加工リングで構成されていました。外側は 0.5 インチ (13 mm) の断熱材とアルミホイルの層で覆われていました。6 か所でラッチが留められ、ポンプ ハンドルで操作されました。ハッチの中央にはバルブがあり、トンネルと CM 間の圧力を均等にしてハッチを取り外すために使用されました。

統合乗員ハッチ (UCH) は、高さ 29 インチ (74 cm)、幅 34 インチ (86 cm)、重量 225 ポンド (102 kg) でした。ポンプ ハンドルで操作され、ラチェット機構を駆動して 15 個のラッチを同時に開閉しました。

アポロのミッションでは、月からの帰還時、および月周回軌道開始時の転置、ドッキング、および抽出操作時に、LM が CSM とドッキングする必要があった。ドッキング機構は非両性具有のシステムで、CSM の先端にあるプローブが月着陸船にある円錐台であるドローグに接続するものであった。プローブは、最初の接触時にドローグを捕らえるためにシザー ジャッキのように伸びる。これはソフト ドッキングと呼ばれる。その後、プローブは引き込まれ、車両を引き寄せてしっかりと接続する。これは「ハード ドッキング」と呼ばれる。この機構は、NASA によって次の機能を持つように指定された。^[要出典]

• 2台の車両を接続し、ドッキングによって生じる余分な動きとエネルギーを減衰させる
• 2台の車両を中央に揃えて引き寄せ、捕獲します。
• 両車両間の強固な構造接続を提供し、1人の乗員による取り外しと再設置が可能であること
• CSMドッキングカラーの周囲に火工品留め具を使用して、地球への帰還時に両方の車両を遠隔分離する手段を提供する。
• すべての電気および火工品コンポーネントに冗長電源およびロジック回路を提供します。

CSM 内にあるプローブ ヘッドは自動センタリング機能を備え、プローブ ピストンにジンバル マウントされていました。プローブ ヘッドがドローグ ソケットの開口部にかみ合うと、3 つのバネ仕掛けのラッチが押し下げられ、かみ合いました。これらのラッチにより、いわゆる「ソフト ドック」状態が可能になり、2 機の機体のピッチとヨーの動きが鎮まりました。「ハード ドック」プロセス中に機体が過剰に動くと、ドッキング リングが損傷し、上部トンネルにストレスがかかる可能性があります。各ラッチのロック トリガー リンクが押し下げられると、バネ仕掛けのスプールが前方に移動し、トグル リンクがオーバーセンター ロック位置に維持されます。月着陸船トンネルの上端では、厚さ 1 インチのアルミニウム ハニカム コアで作られ、前面と背面がアルミニウムの表面シートに接着されたドローグが、プローブ ヘッド キャプチャ ラッチの受信端でした。

機体の最初の捕捉と安定化の後、探査機は 1,000 ポンド力 (4.4 kN) の閉鎖力を発揮して機体を互いに引き寄せることができました。この力は、探査機シリンダー内の中央ピストンに作用するガス圧によって生成されました。ピストンの収縮により、探査機とインターフェース シールが圧縮され、CSM ドッキング リングの内面の周囲に放射状に配置された 12 個の自動リング ラッチが作動しました。ラッチは、ハード ドッキング イベントのたびに宇宙飛行士によってドッキング トンネル内で手動で再コックされました (月面ミッションでは 2 回のドッキングが必要でした)。

プローブのシリンダー本体に取り付けられた自動伸長ラッチが、プローブのセンターピストンを引っ込んだ位置に噛み合わせて保持する。月周回軌道上で機体を分離する前に、12個のリングラッチを手動でコッキングする。トンネル領域の内部圧力による分離力が、リングラッチからプローブとドローグに伝達される。ドッキング解除では、センターピストンにある直列に取り付けられたDCロータリーソレノイドに通電することで、キャプチャラッチを解除する。温度が低下した状態では、月着陸船内でプローブヘッドの開いた穴からロッキングスプールを押し下げることで、モーターのリリース操作を1回手動で行い、CSMからのリリースは、プローブの背面にあるリリースハンドルを回してモータートルクシャフトを手動で回転させることによって行った。^[14] コマンドモジュールと月着陸船が最後に分離されたとき、プローブと前方ドッキングリングは火工品で分離され、ドッキング機器はすべて月着陸船に取り付けられたままになった。地球からの打ち上げ中に中止した場合、同じシステムにより、ドッキング リングとプローブがブースト保護カバーから分離し、CM から爆発的に投棄されることになります。

司令船の中央圧力容器は、唯一の居住可能な区画でした。その内部容積は 210 立方フィート (5.9 m ³ ) で、メイン制御パネル、乗員席、誘導および航法システム、食料および装備のロッカー、廃棄物管理システム、ドッキング トンネルが収容されていました。

キャビンの前部を占めていたのは、幅約 7 フィート (2.1 m)、高さ 3 フィート (0.91 m) の三日月形のメイン ディスプレイ パネルでした。このパネルは 3 つのパネルに分かれており、それぞれが各乗組員の任務を強調していました。ミッション コマンダーのパネル (左側) には、速度、姿勢、高度の指示器、主要な飛行制御装置、およびメインの FDAI (飛行指揮官姿勢指示器) が含まれていました。

CM パイロットはナビゲーターとして機能したため、彼のコントロール パネル (中央) には、誘導および航法コンピューターコントロール、注意および警告表示パネル、イベント タイマー、サービス推進システムおよび RCS コントロール、および環境制御システム コントロールが含まれていました。

LM パイロットはシステム エンジニアとして勤務していたため、彼のコントロール パネル (右側) には、燃料電池のゲージとコントロール、電気とバッテリーのコントロール、および通信のコントロールが含まれていました。

メイン パネルの両側には、小型のコントロール パネルが並んでいました。左側には、回路ブレーカーパネル、オーディオ コントロール、SCS 電源コントロールがありました。右側には、追加の回路ブレーカーと冗長オーディオ コントロール パネル、および環境制御スイッチがありました。コマンド モジュール パネルには、合計で 24 個の計器、566 個のスイッチ、40 個のイベント インジケーター、および 71 個のライトが含まれていました。

3 つの乗員用ソファは中空の鋼管で作られ、アルマロンと呼ばれる重い耐火布で覆われていました。外側の 2 つのソファの脚部はさまざまな位置に折りたたむことができ、中央のソファの腰部は取り外して後部隔壁に配置できました。左側のソファの肘掛けには、回転ハンド コントローラーと移動ハンド コントローラーが 1 つずつ取り付けられていました。移動ハンド コントローラーは、LM との転置、ドッキング、および抽出操作を実行する乗員 (通常は CM パイロット) が使用しました。中央と右側のソファには、回転ハンド コントローラーが重複して装備されていました。ソファは 8 つの衝撃緩和支柱で支えられており、水面への接地時や、緊急着陸の場合は地面への接地時の衝撃を緩和するように設計されています。

連続したキャビンスペースは 6 つの機器ベイに分かれています。

• 下部の機器ベイには、誘導および航法コンピュータ、六分儀、望遠鏡、慣性計測装置、さまざまな通信ビーコン、医薬品、オーディオ センター、S バンドパワー アンプなどが収納されていました。ベイの壁には追加の回転ハンド コントローラーも取り付けられていたため、CM パイロット/ナビゲーターは、立って望遠鏡をのぞき、六分儀で航法測定を行う星を見つけながら、必要に応じて宇宙船を回転させることができました。このベイは、以前のマーキュリー宇宙船やジェミニ宇宙船に存在した窮屈な状況とは異なり、宇宙飛行士が動き回るのに十分なスペースを提供しました。
• 左側前方の機器ベイには、4 つの食料貯蔵室、キャビン熱交換器、圧力服コネクタ、飲料水供給装置、および G&N 望遠鏡の接眼レンズが含まれていました。
• 右側前方の装備ベイには、サバイバルキットコンテナ 2 個、データ カード キット、飛行データブックとファイル、その他のミッション文書が収納されていました。
• 左側の中間機器ベイには、酸素サージタンク、給水システム、食料、キャビン圧力リリーフバルブ制御装置、および ECS パッケージが収納されています。
• 右側の中間機器ベイには、バイオ機器キット、廃棄物管理システム、食品および衛生用品、廃棄物保管コンパートメントが含まれていました。
• 乗組員用ソファの後ろにある後部収納ベイ。ここには、70 mmカメラ機器、宇宙飛行士の衣服、工具セット、収納バッグ、消火器、CO2吸収装置、睡眠拘束ロープ、宇宙服メンテナンス キット、16 mm カメラ機器、および緊急時の月サンプル コンテナが収納されていました_。

CM には 5 つの窓があった。左右のカウチの隣にある 2 つのサイド ウィンドウは 9 インチ (23 cm) 四方だった。前方を向いた 2 つの三角形のランデブー ウィンドウは 8 x 9 インチ (20 x 23 cm) の大きさで、 LM とのランデブーおよびドッキングを支援するために使用された。円形のハッチ ウィンドウは直径 9 インチ (23 cm) で、センター カウチの真上にあった。各ウィンドウ アセンブリは 3 枚の厚いガラス板で構成されていた。内側の 2 枚のガラス板はアルミノケイ酸塩でできており、モジュールの圧力容器の一部を構成していた。外側の溶融シリカ製のガラス板は、デブリ シールドと熱シールドの両方の役割を果たした。各ガラス板の内面には、反射防止コーティングと青赤反射コーティングが施されていた。

• 乗員: 3
• 乗員室容積: 居住空間 210 立方フィート (5.9 m ³ )、加圧空間 366 立方フィート (10.4 m ³ )
• 長さ: 11.4 フィート (3.5 メートル)
• 直径: 12.8 フィート (3.9 m)
• 質量: 12,250 ポンド (5,560 kg)
  • 構造質量: 3,450 ポンド (1,560 kg)
  • ヒートシールドの質量: 1,869 ポンド (848 kg)
  • RCSエンジンの質量: 12 × 73.3 ポンド (33.2 kg)
  • 回収装置の質量: 540 ポンド (240 kg)
  • 航行装置の質量: 1,113 ポンド (505 kg)
  • テレメトリ機器の質量: 440 ポンド (200 kg)
  • 電気機器の質量: 1,540 ポンド (700 kg)
  • 通信システムの質量: 220 ポンド (100 kg)
  • 乗員用ソファおよび食料の質量: 1,210 ポンド (550 kg)
  • 環境制御システムの質量: 440 ポンド (200 kg)
  • その他の予備質量: 440 ポンド (200 kg)
• RCS: 93 lbf (410 N) スラスタ 12 基、ペアで発射
• RCS推進剤: MMH/ N
  ₂お
  ₄
• RCS推進剤の質量: 270ポンド (120 kg)
• 飲料水容量: 33 ポンド (15 kg)
• 廃水容量: 58 ポンド (26 kg)
• CO2スクラバー：_水酸化リチウム
• 消臭剤：活性炭
• 電気システム電池: 40 アンペア時間の銀亜鉛電池3 個、0.75 アンペア時間の銀亜鉛火工品電池 2 個
• パラシュート: 16.5フィート(5.0 m)の円錐形リボンドローグパラシュート2個、7.2フィート(2.2 m)のリングスロットパイロットパラシュート3個、83.5フィート(25.5 m)のリングセイルメインパラシュート3個^[15]

出典: ^{[16] [17]}

サービスモジュールは、直径 12 フィート 10 インチ (3.91 m)、長さ 14 フィート 10 インチ (4.52 m) の非加圧円筒形構造でした。サービス推進エンジンのノズルと熱シールドにより、全高は 24 フィート 7 インチ (7.49 m) に増加しました。内部は、直径 44 インチ (1.1 m) の中央トンネルセクションと、それを囲む 6 つのパイ型のセクターで構成される単純な構造でした。セクターの上部には前方隔壁とフェアリングがあり、6 本の放射状ビームで区切られ、外側は 4 つのハニカムパネルで覆われ、後方隔壁とエンジン熱シールドで支えられていました。セクターはすべて 60 度の等角度ではなく、必要なサイズに応じて変化しました。

• セクター 1 (50°) は元々未使用であったため、 SM の重心を維持するためにバラストが充填されました。

最後の3回の月面着陸（IJクラス）ミッションでは、元々はロッキードU-2およびSR-71偵察機用に開発された強力なItek 24インチ（610 mm）焦点距離カメラを搭載した科学計測モジュール（SIM）を搭載していた。カメラは月を撮影したが、S-IVBの点火に失敗してCSMが地球軌道を離れなかった場合、宇宙飛行士はそれを使用して地球を撮影したであろう。^{[18] [19]} SIMには他のセンサーとサブ衛星も搭載されていた。

• セクター 2 (70°) には、サービス推進システム (SPS) 酸化剤サンプ タンクがありました。これは、エンジンに直接供給され、別の貯蔵タンクが空になるまで継続的に満たされていたため、このように呼ばれました。サンプ タンクは、両端が半球形の円筒形で、高さ 153.8 インチ (3.91 m)、直径 51 インチ (1.3 m) で、13,923 ポンド (6,315 kg) の酸化剤が入っていました。総容量は 161.48 立方フィート (4.573 m ³ )でした。
• セクター3（60°）には、SPS酸化剤貯蔵タンクがありました。これはサンプタンクと同じ形ですが、高さ154.47インチ（3.924メートル）、直径44インチ（1.1メートル）とわずかに小さく、11,284ポンド（5,118キログラム）の酸化剤を貯蔵していました。その総容積は128.52立方フィート（3.639立方メートル^）でした。
• セクター 4 (50°) には、水素と酸素の反応物を備えた電力システム (EPS) 燃料電池が含まれていました。
• セクター 5 (70°) には SPS 燃料サンプ タンクがありました。これは酸化剤サンプ タンクと同じサイズで、8,708 ポンド (3,950 kg) の燃料を収容していました。
• セクター 6 (60°) には、酸化剤貯蔵タンクと同じ大きさの SPS 燃料貯蔵タンクがありました。このタンクには 7,058 ポンド (3,201 kg) の燃料が貯蔵されていました。

前方フェアリングの長さは 1 フィート 11 インチ (58 cm) で、反応制御システム (RCS) コンピュータ、電力分配ブロック、ECS コントローラ、分離コントローラ、高利得アンテナのコンポーネントが収容され、8 つの EPS ラジエーターと、 CM への主要な電気および配管接続を含むアンビリカル接続アームが含まれていました。フェアリングの外部には、格納式の前方を向いたスポットライト、コマンドモジュールのパイロットが SIM フィルムを回収するのに役立つEVA投光器、および LM とのランデブーのナビゲーション補助として 54 海里 (100 km) 離れた場所から見える点滅ランデブービーコンが含まれていました。

SM は 3 つの張力タイと 6 つの圧縮パッドを使用して CM に接続されていました。張力タイは、CM の後部耐熱シールドにボルトで固定されたステンレス鋼のストラップでした。SM は、大気圏への再突入直前に切り離されるまで、ミッションのほとんどの間コマンド モジュールに接続されたままでした。切り離しの際、CM の臍帯接続は、火工品で作動するギロチンアセンブリを使用して切断されました。切り離し後、SM の後部移動スラスタは、RCS 燃料または燃料電池電力がなくなるまで、SM を CM から遠ざけるために自動的に継続的に噴射されました。ロール スラスタも 5 秒間噴射され、SM が CM とは異なる軌道をたどり、再突入時により速く分解されるようにしました。

サービス推進システム( SPS ) エンジンは、もともと CSM を直接上昇ミッションモードで月面から持ち上げるために設計されたものでした。 ^[20]選択されたエンジンはAJ10-137で、^[21]燃料としてエアロジン 50 を、酸化剤として四酸化窒素(N ₂ O ₄ ) を使用して、20,500 lbf (91 kN) の推力を生み出しました。^[22] 1962 年 4 月に、エアロジェット ゼネラル社がエンジンの開発を開始する契約が締結され、その年の 7 月に正式に選択された月周回軌道ランデブー(LOR) ミッションモードを達成するために必要なレベルの 2 倍の推力が得られました。^[23]このエンジンは実際には、地球と月の間の中間コース修正と、宇宙船を月周回軌道に出入りさせるために使用されました。また、地球周回飛行の軌道離脱燃焼を行う 逆噴射ロケットとしても機能しました。

推進剤は、直径40インチ（1.0メートル）の球形タンク2つに積まれた39.2立方フィート（1.11 m ³）のヘリウムガス（3,600ポンド/平方インチ（25 MPa））によってエンジンに加圧供給された。^[24]

排気ノズルの長さは 152.82 インチ (3.882 m)、基部の幅は 98.48 インチ (2.501 m) でした。排気ノズルは 2 つのジンバルに取り付けられ、SPS の噴射中に推力ベクトルを宇宙船の質量の中心に合わせます。燃焼室と加圧タンクは中央トンネルに収納されていました。

SM の上部セクションの周囲には、4 つの反応制御システム(RCS) スラスタ (「クワッド」と呼ばれる) のクラスターが 90° ごとに 4 つ設置されていました。16 個のスラスタ配置により、宇宙船の 3 つの軸すべてで回転と移動の制御が可能になりました。各R-4Dスラスタは長さ 12 インチ (30 cm)、直径 6 インチ (15 cm) で、100 ポンド力 (440 N) の推力を生成し、燃料としてヘリウム供給モノメチルヒドラジン(MMH)、酸化剤として四酸化窒素 (NTO) を使用しました。 ^[25]各クワッド アセンブリは 2.2 x 2.7 フィート (0.67 x 0.82 m) の大きさで、8 x 2.75 フィート (2.44 x 0.84 m) の外板の内側に、独自の燃料、酸化剤、ヘリウム タンクが取り付けられていました。主燃料（MMH）タンクには69.1ポンド（31.3 kg）、二次燃料タンクには45.2ポンド（20.5 kg）、主酸化剤タンクには137.0ポンド（62.1 kg）、二次酸化剤タンクには89.2ポンド（40.5 kg）が入っていた。推進剤タンクは、1.35ポンド（0.61 kg）の液体ヘリウムを含む単一のタンクで加圧された。^{[26]一連のチェックバルブによって逆流が防止され、燃料と酸化剤を}テフロン製のブラダーに収容して推進剤をヘリウム加圧剤から分離することで、逆流と残渣の要件が解決された。^[26]

4つの完全に独立したRCSクラスターは冗長性を提供し、完全な姿勢制御を可能にするために必要なのは隣接する2つの機能ユニットのみでした。^[26]

月着陸船の RCS には、同様の 4 基の R-4D スラスタ エンジンが使用されました。

電力は、高さ 44 インチ (1.1 m)、直径 22 インチ (0.56 m)、重さ 245 ポンド (111 kg) の 3 つの燃料電池によって生成されました。これらは水素と酸素を組み合わせて電力を生成し、副産物として飲料水も生成します。燃料電池には、直径 31.75 インチ (0.806 m) の半球形円筒形タンク 2 つ (それぞれ 29 ポンド (13 kg) の液体水素を保持) と、直径 26 インチ (0.66 m) の球形タンク 2 つ (それぞれ 326 ポンド (148 kg) の液体酸素を保持) から電力が供給されました(液体酸素は環境制御システムにも供給されます)。

アポロ13号の飛行中、酸素タンクの1つが爆発的に破裂し、2つ目のタンクに穴が開いて酸素がすべて失われたため、EPSは機能しなくなった。事故後、タンク容量の50%未満での動作を回避するために、3つ目の酸素タンクが追加された。これにより、故障の原因となっていたタンク内部の撹拌ファン装置をなくすことができた。

また、アポロ14号からは、緊急時用に400Ahの補助バッテリーがSMに追加されました。アポロ13号は爆発後の最初の数時間で突入時のバッテリーを大量に消費しましたが、この新しいバッテリーはCMに5～10時間以上電力を供給することはできませんでしたが、3つの燃料電池すべてが一時的に失われた場合に時間を稼ぐことができました。アポロ12号が打ち上げ中に2度落雷したときには、そのような事態が発生していました。

キャビン内の空気は、電力システムの燃料電池に供給するのと同じ液体酸素タンクから供給される純酸素で、1平方インチあたり5ポンド（34 kPa）に保たれていた。燃料電池から供給される飲料水は、飲用や食事の調理用に貯蔵された。水とエチレングリコールの混合物を冷却剤として使用する熱制御システムは、 CMキャビンと電子機器からの廃熱を、外壁の下部にある2つの30平方フィート（2.8 m ²）のラジエーターを介して宇宙空間に放出した。1つはセクター2と3をカバーし、もう1つはセクター5と6をカバーした。^[27]

CSM と LM 間の短距離通信には、ECS ラジエーターの真上にある SM に取り付けられた2 つのVHF シミター アンテナが使用されました。これらのアンテナは、もともとブロック I コマンド モジュールに配置されており、打ち上げ中止後にカプセルを安定させる空力ストレークとして二重の機能を果たしていました。この機能は不要であると判断されたため、アンテナはブロック II サービス モジュールに移動されました。

地球との長距離通信用の操縦可能な統合型 S バンド 高利得アンテナが後部隔壁に取り付けられました。これは、直径 11 インチ (0.28 m) の正方形反射鏡 1 枚を囲む 4 つの直径 31 インチ (0.79 m) の反射鏡の配列でした。打ち上げ時には、メイン エンジンと平行に折り畳まれ、宇宙船と LM 間のアダプタ (SLA)内に収まりました。CSM が SLA から分離された後、SM に対して直角に展開されました。

CSMの姿勢により高利得アンテナが地球に向けられない場合、CMに搭載された4つの全方向性Sバンドアンテナが使用された。これらのアンテナは、SMの投棄から着陸までの間も使用された。^[28]

• 長さ: 24.8 フィート (7.6 メートル)
• 直径: 12.8 フィート (3.9 m)
• 質量: 54,060 ポンド (24,520 kg)
  • 構造質量: 4,200 ポンド (1,900 kg)
  • 電気機器の質量: 2,600 ポンド (1,200 kg)
  • サービス推進（SPS）エンジンの質量：6,600ポンド（3,000 kg）
  • SPSエンジン推進剤: 40,590ポンド (18,410 kg)
• RCS推力: 2または4 × 100 lbf (440 N)
• RCS推進剤: MMH / N
  ₂お
  ₄
• SPSエンジン推力: 20,500 lbf (91,000 N)
• SPSエンジン推進剤: ( UDMH / N
  ₂H
  ₄)/いいえ
  ₂お
  ₄
• SPS I _sp : 314 s (3,100 N·s/kg)
• 宇宙船のデルタv: 9,200 フィート/秒 (2,800 メートル/秒)
• 電気システム: 1.4kW 30V DC燃料電池3個

低軌道ミッション（アポロ1号（計画中）、アポロ7号、スカイラブ2号、スカイラブ3号、スカイラブ4号、アポロ・ソユーズ）の打ち上げに使用されたサターンIB型ロケットのペイロード能力は、燃料を満載したCSMの質量66,900ポンド（30,300 kg）を扱うことができなかった。これらのミッションの宇宙船のデルタv要件は月面ミッションの要件よりもはるかに小さかったため、これは問題にならなかった。そのため、SPSサンプタンクのみを満たし、貯蔵タンクは空のままにしておくことで、SPS推進剤の満載量の半分以下で打ち上げることができた。サターンIB型ロケットで軌道上に打ち上げられたCSMの重量は、32,558ポンド（14,768 kg）（アポロ・ソユーズ）から46,000ポンド（21,000 kg）（スカイラブ4）までであった。

全方向性アンテナは地球周回ミッション中の地上通信には十分であったため、SM の高利得 S バンド アンテナはアポロ 1 号、アポロ 7 号、および 3 回のスカイラブ飛行では省略されました。このアンテナは、現在のTDRSSシステム の実験的前身である静止軌道上のATS-6衛星を介して通信するために、アポロ - ソユーズ ミッションで復元されました。

スカイラブとアポロ・ソユーズ計画では、燃料と酸化剤貯蔵タンク（部分的に満たされたサンプタンクは残す）と2つのヘリウム加圧タンクのうち1つを取り除くことで、乾燥重量をさらに軽減した。^[29] これにより、SPSが故障した場合に軌道離脱燃焼のバックアップとして使用できるように、RCS推進剤を追加で追加することが可能になった。^[30]

スカイラブ計画の宇宙船は、計画期間の大半は無人だったため、電力システムへの需要は低く、そのため、これらの SM から 3 つの燃料電池のうち 1 つが削除されました。また、コマンド モジュールは部分的に白く塗装され、軌道上に長時間留まる間、受動的な熱制御を行うようにしました。

司令船は、後部機器室にジャンプシートソファを追加することで、追加の宇宙飛行士を乗客として運ぶように改造することができた。CM-119にはスカイラブ救助車両として2つのジャンプシートが装備されていたが、結局使用されなかった。^[31]

• ブロック II では、ブロック I で使用されていた 2 ピースのプラグハッチの代わりに、外向きに開く 1 ピースのクイック リリース ハッチが使用されました。ブロック I では、宇宙船に出入りするために、内側の部分をボルトで固定せずにキャビン内に配置する必要があります (この欠陥がアポロ 1 号の乗組員の運命を決定づけました)。ブロック II のハッチは、緊急時に素早く開けることができます。(両方のハッチ バージョンは、CM を囲むブースト保護カバーの追加の取り外し可能なセクションで覆われ、打ち上げ中止の際に CM を保護します。)
• ブロック I の前方アクセス トンネルはブロック II よりも小さく、メイン ハッチに問題が発生した場合に着水後に乗組員が緊急脱出するためのみを目的としていました。飛行中は前方耐熱シールドの先端で覆われていました。ブロック II には、LM を捕捉して保持するドッキング リングとプローブ機構の下に、平らな取り外し可能なハッチが付いた短い前方耐熱シールドが含まれていました。
• ブロック II のヒートシールドに光沢のある鏡面仕上げを与えるアルミニウム PET フィルム層は、ブロック I には存在せず、ライトグレーのエポキシ樹脂素材が露出しており、一部のフライトでは白く塗装されていました。
• ブロック I の VHFシミター アンテナは、当初は再突入時に CM を安定させるために必要であると考えられていた 2 つの半円形の板に配置されていました。しかし、無人再突入テストで、これらは安定性のために不要であり、また、模擬された高い月面再突入速度では空気力学的に効果がないことが判明しました。そのため、板はブロック II から取り外され、アンテナはサービス モジュールに移動されました。
• ブロック I の CM/SM アンビリカル コネクタはブロック II のものより小さく、乗務員ハッチから 180 度近く離れるのではなく、乗務員ハッチの近くに配置されていました。分離ポイントは、サービス モジュールに取り付けられた大きなヒンジ アームではなく、モジュール間にあり、ブロック II の CM 側壁で分離されていました。
• 前方区画にある 2 つの負ピッチ RCS エンジンは、ブロック I では垂直に、ブロック II では水平に配置されました。

• アポロ 6 号のブロック I の無人飛行では、SM はコマンド モジュールの外観に合わせて白く塗装されました。アポロ 1 号、アポロ 4 号、およびすべてのブロック II 宇宙船では、EPS および ECS ラジエーター (白色) を除き、SM の壁は塗装されていませんでした。
• EPS および ECS ラジエーターはブロック II 用に再設計されました。ブロック I には、セクター 1 と 4 に 3 つの大型 EPS ラジエーターがありました。ECS ラジエーターは、セクター 2 と 5 の後部セクションに配置されていました。
• ブロック I 燃料電池はセクター 4 の後方隔壁に配置され、水素タンクと酸素タンクはセクター 1 に配置されました。
• ブロック I には、ブロック II よりも多くの推進剤を運ぶことができる、わずかに長い SPS 燃料タンクと酸化剤タンクがありました。
• ブロック II の後方熱シールドは長方形で、推進剤タンク セクターの角がわずかに丸みを帯びていました。ブロック I のシールドは基本的な形状は同じですが、タンクをより多く覆うために、端の近くでわずかに膨らんでおり、砂時計や 8 の字に近い形になっています。

• 軌道モジュール
• 再突入カプセル
• 宇宙カプセル
• 宇宙服
• 宇宙探査
• 米国の宇宙探査の歴史を描いた米国切手
• アポロ月着陸船
• 火星有人軌道ステーション

注記

引用