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
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（14,690 kg）地球軌道63,500ポンド（28,800 kg）月
乾燥質量26,300ポンド（11,900キログラム）
ペイロード容量2,320ポンド（1,050キログラム）
乗員定員3
音量218フィート3（6.2 m3）
力 1.4kW 、 30V  DC燃料電池3個
電池40アンペア時間の銀亜鉛電池3個
政権低地球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
建設された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） （1966年2月26日）
最後の打ち上げ1975年7月15日（アポロ・ソユーズ） （1975年7月15日）
最後の引退1975年7月24日 （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（3.084 km/s）
燃焼時間750秒
推進剤N 2 O 4 /エアロジン 50
関連する宇宙船
一緒に飛行したアポロ月着陸船
構成
アポロ ブロック II CSM 図
← ジェミニ宇宙船オリオン（宇宙船） →

アポロ司令・機械モジュール( 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人の宇宙飛行士の乗組員と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。円錐形の司令モジュールは乗組員を収容し、大気圏再突入と着水に必要な機器を運ぶキャビンであり、円筒形の機械モジュールは推進力、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した。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。帰還の司令モジュールの再突入直前に臍の緒接続が切断され、機械モジュールは切り離されて大気圏で燃え尽きた。

CSM は1961 年 11 月からNASA向けにノース アメリカン アビエーションで開発および製造されました。当初は、着陸ロケット ステージの頂上で月面に着陸し、3 人の宇宙飛行士全員を直接上昇させるミッションとして設計されました。このミッションでは、別個の月着陸船は使用せず、したがって他の宇宙船とドッキングする設備はありませんでした。このことと、その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、より先進的なブロック 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 テスト中に客室の火災で乗組員が死亡し、司令船が破壊されたため中止されました。火災の原因となった問題の修正がブロック II 宇宙船に適用され、すべての有人宇宙飛行に使用されました。

19機のCSMが宇宙に打ち上げられました。このうち9機は1968年から1972年にかけて有人月面飛行に成功し、さらに2機は低地球軌道での有人試験飛行を実施しました。いずれもアポロ計画の一環でした。それ以前にも、さらに4機のCSMが無人アポロ試験飛行を実施しており、そのうち2機は弾道飛行、2機は軌道飛行でした。アポロ計画終了後の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に輸送しました。そして1975年、最後のCSMが国際アポロ・ソユーズテスト計画の一環として、ソ連の宇宙船ソユーズ19号にドッキングしました。

アポロ以前

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人乗りのこの宇宙船は、主に地球周回軌道上での使用を予定されていた。大型の与圧補助軌道モジュールを備え、乗組員は数週間にわたってそこで生活・作業を行う予定だった。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、後期型ではこのモジュールを宇宙ステーションへの貨物輸送にも使用する予定だった。この宇宙船は、サターンV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）」の支援を受ける予定だった。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だけでなく、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は米国産業界に対し、宇宙船の設計案を提案するよう呼びかけた。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達成するという目標を発表し、NASAのオリンパス宇宙船計画は直ちに時代遅れとなった。[ 2 ] [ 3 ]

開発の歴史

月面ミッション（1967）NASA アポロ計画公式情報フィルム リール。

NASAが1961年11月28日にノースアメリカン・アビエーション社に最初のアポロ計画の契約を交付した時点では、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によって達成されると想定されていました。[ 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ました。しかし、月周回軌道でのランデブーへの変更と、環境制御などのサブシステムで発生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りました。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判断しました。[ 5 ]

  • ブロック Iは予備設計を継続し、初期の低軌道テスト飛行にのみ使用されます。
  • ブロック II は、ドッキング ハッチを備え、軽量化とブロック I で学んだ教訓を組み込んだ月面着陸可能なバージョンです。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回に削減された。このミッションはAS-204と命名されたが、飛行士からはアポロ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、メンテナンスにおける重大な欠陥が明らかになり、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結果、有人宇宙船ブロックIフェーズを終了し、検討委員会の勧告を反映させるためブロックIIを再定義することが決定されました。ブロックIIでは、無人宇宙船アポロ4号とアポロ6号で試験された改良型CM熱シールド設計が採用されたため、ブロックII搭載宇宙船は初の有人宇宙船ミッションであるアポロ7号で初めて飛行しました。

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、設計上の改良がいくつか施された結果、ブロック II では軽量化が実現しました。また、ブロック I のサービス モジュールの推進剤タンクは、ブロック II のものより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 のアポロ 7 号の重量は 36,400 ポンド (16,500 kg) でした (これら 2 つの地球周回宇宙船は、推進剤を 1 セットのタンクのみに搭載し、高利得 S バンド アンテナを搭載していなかったため、後に月へ向かった宇宙船よりも軽量でした)。以下の仕様では、特に断りのない限り、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費用は、2016年のドル換算で369 億ドルで、 NASAのニュースタートインフレ指数[ 7 ]を使用して名目総額37億ドルから調整された。 [ 8 ]

コマンドモジュール（CM）

司令船の内部配置

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メートル）、高さはドッキングプローブと皿型の後部熱シールドを含めて11フィート5インチ（3.48メートル）であった。前部区画には、2基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設置されていた。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、そして多くの宇宙船システムが収容されていた。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、そして司令船アンビリカルケーブルが設置されていた。[ 9 ]

工事

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製造され、[ 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。

内部構造はアルミニウムのサンドイッチ構造で、溶接されたアルミニウム製の内板、接着接合されたアルミニウム製のハニカムコア、そして外面シートで構成されていました。ハニカムの厚さは、底部で約1.5インチ（3.8cm）から前方アクセストンネル部で約0.25インチ（0.64cm）まで変化していました。この内部構造が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、鋼合金製の表面板の間にろう付けされていました。厚さは0.5インチから2.5インチまで様々でした。内殻と外殻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が充填されていました。 [ 12 ]

熱保護（ヒートシールド）

揚力突入を確立し、着陸地点を制御するために、司令船がゼロ以外の迎え角で大気圏に再突入する様子（想像図）

CMの外側にはアブレーション熱シールドが取り付けられており、再突入時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。再突入時、この材料は焦げて溶解し、その過程で高熱を吸収・放出しました。熱シールドは、ポアシール、防湿層（白色反射コーティング）、そしてアルミホイルのような銀色のマイラー熱コーティングという複数の外側カバーで構成されています。

熱シールドの厚さは、後部（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、乗員室および前部では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 ]

前方コンパートメント

高さ1フィート11インチ（0.58メートル）の前方区画は、カプセル先端部の内圧シェル外側の領域で、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した。この区画は90度間隔で4つのセグメントに分割され、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、海上回収用スリング）、2基の反応制御スラスタ、そして前方熱シールド解放機構が収納されていました。

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 ]

後部コンパートメント

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方（上）に位置していた。この区画は24のベイに分かれており、10基の反応制御エンジン、司令船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ャブルリブ、そして多数の計器が収納されていた。司令船とSMを結ぶケーブル（配線と配管がモジュール間を結ぶ箇所）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、飛行前の機器メンテナンスのために取り外し可能であった。[ 12 ]

地球着陸システム

1971年、アポロ15号の司令船が太平洋に着水した。
ベルギーのユーロスペースセンターにあるアポロ司令船と機械船のスケールモデル

ELSの構成要素は、前部ドッキングトンネルの周囲に収容されていました。前部区画は隔壁によって中央区画から分離され、90度の楔形区画が4つありました。ELSは、迫撃砲を備えたドローグパラシュート2個、メインパラシュート3個、メインパラシュートを展開するためのパイロットパラシュート3個、必要に応じてカプセルを垂直に立てるためのインフレーションバッグ3個、海上回収ケーブル1本、ダイマーカー1本、そしてスイマーアンビリカルケーブル1本で構成されていました。

司令船の重心は、圧力中心から（対称軸に沿って）約1フィート（約30センチ）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生じ、カプセルが傾き、ある程度の揚力（揚抗比約0.368）が得られました。 [ 13 ]その後、スラスタを用いてカプセルを回転させ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、揚力の影響は打ち消されました。このシステムにより、宇宙飛行士が受ける重力加速度が大幅に軽減され、ある程度の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で狙うことができました。

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によって切り離された。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、主電源を引き出すパイロットパラシュートが展開された。これにより司令船は着水に向けて時速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。司令船は、アポロ15号と同様に、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降下して洋上に着陸することができ、 3つ目のパラシュートは安全のためのものであった。

反応制御システム

司令船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。これらのスラスタは、モノメチルヒドラジン燃料270ポンド（120 kg）と四酸化二窒素酸化剤を貯蔵する4つのタンクから燃料供給を受け、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。

ハッチ

前部ドッキングハッチはドッキングトンネルの上部に設置されていました。直径30インチ（76cm）、重量80ポンド（36kg）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（13mm）の断熱材とアルミホイルで覆われていました。ハッチは6箇所でラッチされ、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設けられており、トンネルと艦艇の間の圧力を均一にしてハッチを取り外すことができました。

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

ドッキングアセンブリ

アポロ計画では、月からの帰還時、そして月周回軌道開始時の転置、ドッキング、そして脱出操作においても、月着陸船（LM）は司令船（CSM）とドッキングする必要がありました。ドッキング機構は非両性具有的なシステムで、司令船（CSM）の先端部に設置されたプローブが月着陸船（LSM）に設けられた円錐台（drogue）に接続する構造でした。プローブはシザージャッキのように伸長し、最初の接触時にドローグを捕捉します（ソフト・ドッキング）。その後、プローブは引き込まれ、両機を引き寄せてしっかりと接続します（ハード・ドッキング）。NASAはこの機構に以下の機能を規定しました。

  • 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、乗員1名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花火ファスナーを使用して、地球への帰還のため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花火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。

カップリング

CSM 内にあるプローブ ヘッドは自動調芯式で、プローブ ピストンにジンバルで取り付けられていました。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 ドッキング」状態になり、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 ドッキング」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、上部トンネルに負担がかかります。各ラッチのロッキング 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した。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板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。

撤回

機体の初期捕捉と安定化後、探査機は機体同士を引き寄せるために1,000ポンド（4.4 kN）の閉鎖力を発揮す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発生しました。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。これらのラッチは、ハードドッキング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）。

分離

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、プローブの中央ピストンを引っ込んだ位置に係合して保持する。月周回軌道上での機体の分離前に、12個のリングラッチを手動でコッキングした。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た。ドッキング解除の際には、中央ピストン内に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、キャプチャラッチの解除が行われた。温度低下状態では、月着陸船内では、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、単一のモーター解放操作が手動で行われ、CSMからの解放は、プローブの背面にある解放ハンドルを回転させ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われた。[ 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によって分離され、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打ち上げが中止された場合、同じシステムにより、ドッキング リングとプローブが CM からブースト保護カバーから分離して爆発的に投棄されることになります。

キャビン内部の配置

メインコントロールパネル
アポロ11号の司令船の3人乗りコックピットを上空から撮影した写真。国立航空宇宙博物館に所蔵されており、この高解像度画像は2007年にスミソニアン協会によって制作された。

司令船の中央圧力容器は、唯一の居住区画であった。その内容積は210立方フィート（5.9 m 3）で、主制御盤、乗組員用座席、誘導航法システム、食料・機器ロッカー、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た。

キャビン前部を占めていたのは、幅約7フィート（2.1メートル）、高さ3フィート（0.91メートル）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つのパネルで構成され、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用パネル（左側）には、速度計、姿勢計、高度計、主要な飛行制御装置、そしてメインのFDAI（飛行指揮官姿勢指示器）が含まれていました。

CM パイロットは航法士を務めたため、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 のパイロットはシステム エンジニアを務めたため、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、小型の制御パネルがいくつか配置されていました。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配置されていました。右側には追加の回路ブレーカーと冗長化されたオーディオコントロールパネル、そして環境制御スイッチが配置されていました。司令船パネルには、計器24台、スイッチ566個、イベントインジケーター40個、ライト71個が含まれていました。

3 台の乗員用ソファは中空の鋼管で作られ、アー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 台のソファの脚部はさまざまな位置に折り畳むことができ、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、回転コントローラーと移動コントローラーが 1 台ずつ設置されていました。移動コントローラーは、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、回転コントローラーが 2 つずつ設置されていました。ソファは 8 本の衝撃緩和支柱で支えられており、水面への接地時、または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。

誘導航法装置

CMには5つの窓があった。左右のカウチの隣にある2つの側面の窓は、9インチ（23 cm）四方の大きさだった。LMとのランデブーおよびドッキングを支援するために、前方を向いた2つの三角形のランデブー窓があり、大きさは8×9インチ（20×23 cm）だった。円形のハッチ窓は直径9インチ（23 cm）で、中央カウチの真上にあった。各窓は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。外側の溶融シリカガラスは、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。

仕様

フロリダ州ケネディ宇宙センターにあるアポロ14号司令船キティホーク。
オハイオ州デイトンにあるアメリカ空軍国立博物館に展示されているアポロ15号司令船エンデバー
  • 乗員: 3名
  • 乗員室容積:居住空間210 ft 3 (5.9 m 3 )、与圧空間366 ft 3 (10.4 m 3 )
  • 長さ: 11.4フィート (3.5 m)
  • 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)
    • 航法装置の質量: 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、ペアで噴射
  • RCS推進剤：MMH/ N2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）円錐リボン式ドローグパラシュート2個、7.2フィート（2.2 m）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）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（SM）

ブロックIIサービスモジュール内部コンポーネント

工事

サービスモジュールは、直径12フィート10インチ（3.91メートル）、長さ14フィート10インチ（4.52メートル）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メートル）に増加しました。内部は、直径44インチ（1.1メートル）の中央トンネルセクションと、その周囲を6つのパイ型のセクターが囲むシンプルな構造でした。セクターの上部には前部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枚のハニカムパネルで覆われ、後部隔壁とエンジン熱シールドで支えられていました。セクターはすべて均等に60度の角度ではなく、必要なサイズに応じて変化していました。

  • 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回の月面着陸ミッション（IJクラス）では、科学機器モジュール（SIM）を搭載していました。SIMには、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社製24インチ（610 mm）焦点距離カメラが搭載されていました。このカメラは月面を撮影しました。S -IVBの点火に失敗し、CSMが地球周回軌道を離脱できなかった場合、宇宙飛行士はSIMを使って地球を撮影していたでしょう。[ 18 ] [ 19 ] SIMには他のセンサーと子衛星も搭載されていました。
  • セクター2（70°）には、主推進システム（SPS）酸化剤サンプタンクが設置されていた。このタンクはエンジンに直接燃料を供給し、別の貯蔵タンクが空になるまで継続的に燃料を補給していたため、このように呼ばれた。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メートル）、直径51インチ（1.3メートル）で、13,923ポンド（6,315キログラム）の酸化剤が収容されていた。総容積は161.48立方フィート（ 4.573立方メートル）であった。
  • セクター3（60°）にはSPS酸化剤貯蔵タンクが設置されていた。このタンクはサンプタンクと同じ形状だが、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）とやや小さく、11,284ポンド（5,118キログラム）の酸化剤を貯蔵していた。総容積は128.52立方フィート（ 3.639立方メートル）であった。
  • 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大きさで、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、7,058ポンド（3,201 kg）の燃料を貯蔵していた。

前部フェアリングの長さは1フィート11インチ（58cm）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、高利得アンテナの部品が収容されていました。また、8つのEPSラジエーターと、 CMへの主要な電気系統および配管接続部を含むアンビリカル接続アームも含まれていました。フェアリングの外部には、格納式の前方スポットライト、 SIMフィルム回収時に司令船パイロットを支援するEVA投光照明、そして月着陸船（LM）とのランデブー航法補助として、54海里（100km）離れた場所から視認可能な 点滅式ランデブービーコンが搭載されていました。

SMは3本のテンションタイと6つの圧縮パッドを用いてCMに接続されていました。テンションタイは、CM後部の耐熱シールドにボルトで固定されたステンレス鋼製のストラップでした。SMはミッションの大部分を通して司令船に接続されたままでしたが、大気圏再突入直前に切り離されました。切り離しの際、CMのアンビリカル接続部は、火工品作動式ギロチンアセンブリによって切断されました。切り離し後、SM後部移動スラスタは、RCS燃料または燃料電池の電力が枯渇するまで、SMをCMから遠ざけるために自動的に連続噴射されました。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、再突入時の分解を迅速化しました。

サービス推進システム

アーノルド空軍基地のエンジニアとアポロサービスモジュールのエンジン
アポロサービスモジュール推進システム

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打ち上げるために設計された。 [ 20 ]選択されたエンジンはAJ10-137であり、[ 21 ]エアロジン50を燃料として、四酸化窒素（N 2 O 4）を酸化剤として使用して、20,500 lbf（91 kN）の推力を生み出した。[ 22 ]エアロジェットゼネラル社がエンジンの開発に着手する契約は1962年4月に締結され、その年の7月に正式に選択された月軌道ランデブー（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倍の推力レベルが得られた。[ 23 ]エンジンは実際には地球と月の間の中間軌道修正と、宇宙船を月軌道に出入りさせるために使用された。また、地球周回軌道飛行のための軌道離脱燃焼を実行する 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つに積載された、39.2立方フィート（1.11立方メートル）のヘリウムガスを3,600ポンド/平方インチ（25 MPa）で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メートル）、基部の幅は98.48インチ（2.501メートル）でした。SPS噴射中に推力ベクトルを宇宙船の重心と一直線に保つため、2つのジンバルに取り付けられていました。燃焼室と加圧タンクは中央トンネルに収容されていました。

反応制御システム

アポロサービスモジュールで使用された4つのR-4Dスラスタを備えたRCSクワッド

SMの上部には、4基の反応制御システム（RCS）スラスタ（「クワッド」と呼ばれる）からなる4つのクラスターが90度ごとに設置されていた。16基のスラスタ配置により、宇宙船の3軸すべてにおける回転と並進の制御が可能となった。各R-4Dスラスタは長さ12インチ（30cm）、直径6インチ（15cm）で、推力100ポンド（440N）を発生し、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）を使用した。[ 25 ]各クワッドアセンブリの寸法は2.2フィート×2.7フィート（0.67m×0.82m）で、8フィート×2.75フィート（2.44m×0.84m）の外板の内側に、燃料、酸化剤、ヘリウムのタンクが取り付けられていた。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）が収容されていた。推進剤タンクは、1.35ポンド（0.61 kg）の液体ヘリウムを収容する単一のタンクから加圧されていた。[ 26 ]逆流は一連のチェックバルブによって防止され、燃料と酸化剤はテフロン製のブラダーに収容され、推進剤とヘリウム加圧剤を分離することで、逆流と残液量の要件は解決された。[ 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は2つの隣接する機能ユニットのみが必要でした。[ 26 ]

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

電力システム

これらの燃料電池のうち 3 つは、月面飛行中に宇宙船に電力を供給しました。

電力は3つの燃料電池によって生成され、各燃料電池の高さは44インチ（1.1 m）、直径は22インチ（0.56 m）、重量は245ポンド（111 kg）であった。これらの燃料電池は水素と酸素を結合させて電力を生成し、副産物として飲料水も生成した。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基（それぞれ29ポンド（13 kg）の液体水素を収容）と、直径26インチ（0.66 m）の球形タンク2基（それぞれ326ポンド（148 kg）の液体酸素を収容）から供給された（液体酸素は環境制御システムにも供給された）。

アポロ13号の飛行中、酸素タンク1基の爆発破裂によりEPS（宇宙ステーション燃料供給システム）が機能停止に陥り、2基目のタンクも破裂して酸素が完全に供給されなくなりました。事故後、タンク容量の50%未満での運転を回避するため、3基目の酸素タンクが追加されました。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撤去することができました。

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時間しか電力を供給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の時間を稼ぐことができました。このような事態は、アポロ12号が打ち上げ中に2度落雷した際に発生しました。

環境制御システム

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）に維持されていました。燃料電池から供給される飲料水は、飲用および調理用に貯蔵されていました。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、外壁下部に設置された2つの30平方フィート（2.8 m²）のラジエーターを介して宇宙空間に放出していました。ラジエーターは、1つがセクター2と3を、もう1つがセクター5と6をカバーしていました。[ 27 ]

通信システム

サービスモジュールに搭載された VHF シミター アンテナ。

CSMとLM間の短距離通信には、SMのECSラジエーター直上に設置された2本の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元々ブロックIの司令船に設置されており、打ち上げ中止後にカプセルを安定させるための空力ストレーキとしての役割も担っていました。この機能は不要と判断されたため、ブロックIIのサービスモジュールに移設されました。

地球との長距離通信用の可動式統合Sバンド高利得アンテナが後部隔壁に搭載されていました。これは、直径31インチ（0.79 m）の反射鏡4枚が、11インチ（0.28 m）の正方形反射鏡1枚を囲むように配置されていました。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-着陸船アダプタ（SLA）内に収まりました。CSMがSLAから分離した後、SMに対して直角に展開されました。

CMに搭載された4基の全方向性Sバンドアンテナは、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に使用されました。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ました。[ 28 ]

仕様

  • 長さ: 24.8フィート (7.6 m)
  • 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)
    • 実用推進（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 / N2お4
  • SPSエンジン推力：20,500 lbf（91,000 N）
  • SPSエンジン推進剤: ( UDMH / N2H4)/ N2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

サターンIBミッションの改造

スカイラブミッションのためにスカイラブ宇宙ステーションにドッキングした白いアポロCSM

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・ソユーズ号）の打ち上げに使用されたサターンIB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。したがって、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・ソユーズ号）から46,000ポンド（21,000 kg）（スカイラブ4号）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、そして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のために復元されました。

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することができた。[ 29 ] これにより、SPSが故障した場合に備えて、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推進剤を余分に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ミッション期間の大半において無人であったため、電力システムへの需要は低かった。そのため、これらのSMでは3つの燃料電池のうち1つが削除された。また、軌道上での滞空時間が長くなるため、受動的な熱制御を行うため、司令船は部分的に白く塗装された。

司令船は、後部機器室にジャンプシートを追加することで、追加の宇宙飛行士を乗客として運ぶことができるように改造することができた。CM-119にはスカイラブ救助機として2つのジャンプシートが取り付けられていたが、結局使用されなかった。[ 31 ]

ブロックIとブロックIIの主な違い

コマンドモジュール

ブロックIコマンドモジュールの外観
  • ブロックII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ではなく、一体型のクイックリリース式外開きハッチを採用しました。ブロックIでは、宇宙船に出入りするためには、内側のハッチをボルトで外し、キャビン内に収納する必要がありました（この欠陥はアポロ1号の乗組員を破滅に追い込みました）。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した。（どちらのハッチも、CMを囲むブースト保護カバーの取り外し可能な追加部分で覆われており、打ち上げ中止時にCMを保護していました。）
  • 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、着水後にメインハッチに問題が発生した場合に乗組員が緊急脱出するための場所としてのみ使用されていました。飛行中は前方耐熱シールドの先端部で覆われていました。ブロックIIには、LMを捕捉・保持するドッキングリングとプローブ機構の下に、平らで取り外し可能なハッチを備えた短い前方耐熱シールドが搭載されていました。
  • 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ていたアルミニウム処理された 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、一部の飛行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、当初は再突入時のCMの安定性を高めるために必要と考えられていた2つの半円板に設置されていました。しかし、無人再突入試験の結果、これらのアンテナは安定性に不要であり、また模擬された高い月面再突入速度では空力的に効果がないことが判明しました。そのため、ブロックIIから板が取り外され、アンテナはサービスモジュールに移設されました。
  • ブロックIのCM/SMアンビリカルコネクタはブロックIIのものよりも小型で、乗員ハッチから180度近く離れた位置ではなく、乗員ハッチの近くに配置されていました。分離点はモジュール間にあり、ブロックIIではサービスモジュールに取り付けられた大型のヒンジ付きアームで分離され、CM側壁で分離されていました。
  • 前方コンパートメントにある 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。

サービスモジュール

ブロックIサービスモジュール内部コンポーネント
  • アポロ6号のブロックI無人飛行では、SMは司令船の外観に合わせて白く塗装されました。アポロ1号、4号、そしてすべてのブロックII宇宙船では、EPSとECSのラジエーター（白色）を除き、SMの壁は無塗装のままでした。
  • EPSとECSのラジエーターはブロックII向けに再設計されました。ブロックIでは、セクター1と4に3つの大型EPSラジエーターが設置されていました。ECSラジエーターはセクター2と5の後部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搭載した、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後部熱シールドは長方形で、推進剤タンクセクターの角はわずかに丸みを帯びていました。ブロックIのシールドも基本的な形状は同じでしたが、タンクをより多く覆うために、端に向かって砂時計型または8の字型にわずかに膨らんでいました。

CSMが生産される

シリアルナンバー 名前 使用 発売日 現在の場所 画像
ブロックI [ 32 ] [ 33 ] [ 34 ]
CSM-001 システム互換性試験車両 廃棄[ 35 ]
CSM-002 A-004便 1966年1月20日 ニューヨーク州ロングアイランドの航空博物館に展示されている司令船[ 36 ]
CSM-004 静的および熱的構造地盤試験 廃棄[ 34 ]
CSM-006 回転式ゴミ除去システムのデモンストレーションに使用 司令船は廃棄された。[ 37 ]サービスモジュール（SM-010に再指定）[ 33 ]アラバマ州ハンツビルの米国宇宙ロケットセンターに展示されている[ 38 ]
CSM-007 音響振動試験、落下試験、水上脱出訓練など様々な試験が行われた。CMはブロックIIの改良により改修された。[ 39 ] 1971年から1973年までフロリダ州エグリン空軍基地のマッキンリー気候研究所でスカイラブ用の試験が行われた。 ワシントン州シアトルの航空博物館に展示されている司令船[ 40 ]
CSM-008 熱真空試験に使用される完全なシステム宇宙船廃棄[ 35 ]
CSM-009 AS-201の飛行試験と落下試験 1966年2月26日 ネブラスカ州アッシュランドのオファット空軍基地に隣接する戦略航空宇宙博物館に展示されている司令船[ 41 ]
CSM-010 熱試験（コマンドモジュールは動的試験のためにCM-004A / BP-27に再指定）; [ 42 ]サービスモジュールは完了しなかった[ 33 ]アラバマ州ハンツビルの米国宇宙ロケットセンターに展示されている司令船[ 35 ]
CSM-011 AS-202飛行 1966年8月25日 カリフォルニア州アラメダの旧海軍航空基地アラメダにあるUSSホーネット博物館に展示されている司令船[ 43 ]
CSM-012 アポロ1号;司令船はアポロ1号の火災で大きな被害を受けた バージニア州ハンプトンのラングレー研究センターに保管されている司令船。[ 44 ]ケネディ宇宙センターに展示されている3つのドアハッチ。[ 45 ]サービスモジュールは廃棄された[ 35 ]
CSM-014 アポロ1号の調査の一環として解体された司令船。サービスモジュール（SM-014）はアポロ6号ミッションで使用された。司令船（CM-014）は後に改造され、地上試験（CM-014A）に使用された。[ 33 ]1977年5月に廃車となった。[ 32 ]
CSM-017 SM-017が地上試験中に燃料タンクの爆発で破壊された後、CM-017はSM-020とともにアポロ4号で飛行した。 [ 33 ] [ 46 ]1967年11月9日 ミシシッピ州ベイ・セントルイスのステニス宇宙センターに展示されている司令船[ 47 ]
CSM-020 CM-020はSM-014とともにアポロ6号に搭乗した。 [ 33 ]1968年4月4日 アトランタのファーンバンク科学センターに展示されている司令船
ブロックII [ 48 ] [ 49 ]
CSM-098 2TV-1（ブロックII熱真空1号機）[ 50 ]熱真空試験に使用されるCSMはロシアのモスクワにある科学アカデミー博物館でアポロ・ソユーズテスト計画の展示の一部として展示されている。[ 34 ]
CM-099 2S-1 [ 50 ]スカイラブ飛行乗務員インターフェース訓練; [ 50 ]衝撃試験[ 33 ]廃棄[ 50 ]
CSM-100 2S-2 [ 50 ]静的構造試験[ 33 ]司令船は「遺物としてスミソニアン博物館に移管」され、サービスモジュールはニューメキシコ宇宙歴史博物館に展示されている[ 50 ]
CSM-101 アポロ7号1968年10月11日 司令船は1974年から2004年までカナダのオンタリオ州オタワにある国立科学技術博物館に展示され、現在は30年間の貸し出しを経てテキサス州ダラスのフロンティアーズ・オブ・フライト博物館に展示されている。 [ 51 ]
CSM-102 発射施設34チェックアウト機 司令船は廃棄された。[ 52 ]サービスモジュールは、ロケットパークのリトルジョーIIの上にあるJSCにボイラープレート22司令船とともに保管されている。[ 53 ]
CSM-103 アポロ8号1968年12月21日 シカゴ科学産業博物館に展示されている司令船[ 49 ]
CSM-104 ガムドロップアポロ9号1969年3月3日 サンディエゴ航空宇宙博物館に展示されている司令船[ 49 ]
CSM-105 音響テスト アポロ・ソユーズテスト計画の展示の一環として、ワシントンD.C.の国立航空宇宙博物館に展示されている。[ 54 ]（写真）
CSM-106 チャーリー・ブラウンアポロ10号1969年5月18日 ロンドン科学博物館に展示されている司令船[ 49 ]
CSM-107 コロンビアアポロ11号1969年7月16日 ワシントンD.C.の国立航空宇宙博物館に展示されている司令船[ 49 ]
CSM-108 ヤンキークリッパーアポロ12号1969年11月14日 バージニア州ハンプトンのバージニア航空宇宙センターに展示されている司令船。[ 49 ]以前はフロリダ州ペンサコーラのペンサコーラ海軍航空基地の国立海軍航空博物館に展示されていた（CSM-116と交換） 。
CSM-109 オデッセイアポロ13号1970年4月11日 カンザス宇宙圏宇宙センターに展示されている司令船[ 49 ]
CSM-110 キティホークアポロ14号1971年1月31日 ケネディ宇宙センターに展示されている司令船[ 49 ]
CSM-111 アポロ・ソユーズテスト計画1975年7月15日 現在、カリフォルニア州ロサンゼルスのカリフォルニア科学センターに展示されている司令船[ 55 ] [ 56 ] [ 57 ]（以前はケネディ宇宙センタービジターコンプレックスに展示されていた）
CSM-112 努力アポロ15号1971年7月26日 オハイオ州デイトンのライト・パターソン空軍基地にあるアメリカ空軍国立博物館に展示されている司令船[ 49 ]
CSM-113 キャスパーアポロ16号1972年4月16日 アラバマ州ハンツビルの米国宇宙ロケットセンターに展示されている司令船[ 49 ]
CSM-114 アメリカアポロ17号1972年12月7日 テキサス州ヒューストンのヒューストン宇宙センターに展示されている司令船[ 49 ]
CSM-115 アポロ19号[ 58 ]（キャンセル） 未完成[ 59 ] - サービスモジュールにはSPSノズルが取り付けられていない。テキサス州ヒューストンのジョンソン宇宙センターでサターンVの展示の一部として展示されている[ 60 ]
CSM-115a アポロ20号[ 61 ]（キャンセル） 未完成のまま[ 59 ]、内部構造は未設置、[ 62 ]スペアパーツとして使用されている。残りの部品は1978年に展示のために日本に送られたものの、返却されず、北九州市のスペースラボに展示されている。[ 63 ] [ 64 ]
CSM-116 スカイラブ2号1973年5月25日 フロリダ州ペンサコーラ海軍航空基地ペンサコーラ国立海軍航空博物館に展示されている司令船[ 65 ]
CSM-117 スカイラブ3号1973年7月28日 オハイオ州クリーブランドのNASAグレン研究センタービジターセンターの現在の場所にあるグレートレイクサイエンスセンターに展示されているコマンドモジュール[ 66 ]
CSM-118 スカイラブ4号1973年11月16日 オクラホマ歴史センターに展示されている司令船[ 67 ]（以前はワシントンD.C.の国立航空宇宙博物館に展示されていた）[ 68 ]
CSM-119 スカイラブ救助とASTPバックアップ ケネディ宇宙センターに展示されている[ 69 ]
アポロのコマンドモジュールとサービスモジュール（およびその他のハードウェア）の位置を示す世界地図。

参照

コロンビア司令船の3Dモデル

脚注

注記
引用
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