아폴로 사령부 및 서비스 모듈

Apollo command and service module
아폴로 사령부 및 서비스 모듈
Apollo CSM lunar orbit.jpg
아폴로 15호 중 달 궤도에 오른 아폴로 CSM 엔데버
제조사북아메리카 항공
북아메리카 록웰
디자이너맥심 파게
원산지미국
연산자나사
적용들승무원 시슬루나 비행 및 달 궤도
스카이랩 크루셔틀
아폴로-소유스 시험 프로젝트
사양
우주선형캡슐
발사 질량32,390 lb (14,690 kg) 지구 궤도
63,500 lb (28,800 kg) 음력
건질량26,300 lb(11,900 kg)
페이로드 용량2,320 lb(1,050 kg)
승무원능력3
볼륨218 cu ft(6.23 m)
연료전지
정권지구 저궤도
시슬루나르 공간
달 궤도
설계수명14일
치수
길이36.2ft(11.0m)
지름12.8ft(3.9m)
생산
상태은퇴한
빌드됨35
시작됨19
운영19
실패함2
로스트1
처녀 발사1966년 2월 26일 (AS-201)
마지막 발사1975년 7월 15일 (아폴로-소유즈)
마지막 은퇴1975년 7월 24일
서비스 추진 시스템(Lunar Descent Assist)[1]
전원 공급 기준1 AJ10-137
최대 추력91.19 kN (20,500 lbf)
특정충동314.5초(3.084km/초)
굽는 시간750초
추진제에어로진 50/NO24
관련 우주선
함께 날다아폴로 루나 모듈
배열
Apollo-linedrawing.png
아폴로 블록 II CSM 다이어그램
제미니 우주선 오리온(우주선)

아폴로 사령부와 서비스 모듈(CSM)은 1969년부터 1972년 사이에 에 우주비행사를 착륙시킨 아폴로 계획에 사용된 미국 아폴로 우주선의 두 가지 주요 구성요소 중 하나이다.CSM은 우주인 3명과 아폴로호 2호 우주선인 아폴로착륙선을 달 궤도로 실어 우주인들을 지구로 데려온 모선 역할을 했다.그것은 원뿔형 명령 모듈, 대기권 재진입스플래시다운에 필요한 승무원을 수용하고 장비를 운반하는 캐빈, 그리고 임무 수행 중 필요한 다양한 소모품을 위한 추진, 전력 및 저장을 제공하는 원통형 서비스 모듈 등 두 부분으로 구성되었다.탯줄 연결은 두 모듈 사이에 전력과 소모품을 전달하였다.귀향 직전 지휘모듈 재진입이 이뤄지기 직전 탯줄 연결이 끊기고 서비스모듈이 떨어져 대기 중에 불타버릴 수 있었다.

CSM은 1961년 11월부터 북미항공에 의해 NASA를 위해 개발되고 건설되었다.당초 달 착륙 로켓 무대 위에 착륙한 뒤 우주인 3명을 모두 착륙선으로 복귀시키도록 설계돼 별도의 달 모듈을 사용하지 않아 다른 우주선과 도킹할 수 있는 수단이 없었다.이것과 더불어 다른 필요한 설계 변경은 CSM의 두 가지 버전인 미개척 임무와 승무원이 탑승한 지구 궤도 비행(Apollo 1)을 위해 사용하기로 결정했고, 보다 발전된 블록 II는 달 모듈과 함께 사용하도록 설계되었다.아폴로 1호기는 발사 리허설 시험 중 객실 화재로 승무원이 사망하고 지휘 모듈이 파괴되면서 결항됐다.화재의 원인이 된 문제의 수정은 모든 승무원이 탑승한 우주 비행에 사용된 블록 II 우주선에 적용되었다.

19개의 CSM이 우주로 발사되었다.이 중 9명이 1968년부터 1972년 사이에 달에 인간을 날랐고, 또 다른 2명은 아폴로 계획의 일환으로 낮은 지구 궤도에서 승무원 시험 비행을 수행했다.이들 이전에 또 다른 4대의 CSM은 나사가 없는 아폴로 시험으로 비행했으며, 그 중 2대는 아궤도 비행이었고, 다른 2대는 궤도 비행이었다.아폴로 계획의 결론과 1973-1974년 동안 세 명의 CSM이 우주 비행사를 태우고 궤도 스카이랩 우주정거장으로 갔다.마침내 1975년, 마지막 비행기의 CSM은 국제 아폴로-소유즈 시험 프로젝트의 일환으로 소련의 우주선 소유즈 19호와 도킹했다.

아폴로 이전

달 착륙 목표가 발표되기 전에 첨단 승무원 우주선의 개념이 시작되었다.3인용 차량은 주로 지구 주위의 궤도 사용을 위한 것이었다.그것은 커다란 가압 보조 궤도 모듈을 포함하게 될 것이다. 이 모듈은 승무원들이 한번에 몇 주 동안 거주하고 일하게 될 것이다.그들은 모듈에서 우주 정거장 유형 활동을 수행하는 반면, 이후 버전에서는 우주 정거장으로 화물을 운반하기 위해 모듈을 사용한다.이 우주선은 단일 새턴 V에 발사된 단일 발사 접이식 회전 우주정거장인 프로젝트 올림푸스호(LORL)를 서비스하기 위한 것이었다. 이후 버전은 원곡선 비행에 사용되며 행성간 임무에 사용될 뿐만 아니라 직접 상승하는 달 우주선의 기본이 될 것이다.1960년 말, NASA는 미국 산업에 이 차량에 대한 디자인을 제안할 것을 요구했다.1961년 5월 25일 대통령F. 케네디는 NASA의 지구 궤도 올림푸스 정거장 계획을 완전히 무시한 1970년 이전에 달 착륙 목표를 발표했다.[2][3]

개발이력

NASA가 1961년 11월 28일 북미 항공사에 아폴로 최초 계약을 체결했을 때, 달 착륙은 달 궤도 랑데부보다는 직접 상승에 의해 달성될 것으로 여전히 가정되었다.[4]따라서, 설계는 명령 모듈을 달 탐사 모듈(LEM)에 도킹할 수 있는 수단 없이 진행되었다. 그러나 달 궤도 랑데부스로의 변경과 더불어 일부 서브시스템(환경 제어 등)에서 부딪히는 몇 가지 기술적 장애물들이 곧 실질적인 재설계가 요구될 것임을 분명히 했다.1963년 NASA는 프로그램을 궤도에 올리는 가장 효율적인 방법은 두 가지 버전으로 개발을 진행하는 것이라고 결정했다.[5]

  • 블록 I는 초기 낮은 지구 궤도 시험 비행에만 사용되는 예비 설계를 계속한다.
  • 블록 II는 도킹 해치를 포함하여 달에서 사용할 수 있는 버전이며, 무게 감소와 블록 I에서 학습한 교훈을 포함하고 있다.도킹 능력의 상세 설계는 Grumman Aircraft Engineering과 계약된 LEM의 설계에 따라 결정되었다.

1964년 1월, 북아메리카는 NASA에 Block II 설계 세부사항을 제시하기 시작했다.[6]블록 I 우주선은 나사 없는 모든 토성 1B와 토성 V 시험 비행에 사용되었다.처음에는 승무원이 탑승한 두 편의 비행이 계획되었지만, 이것은 1966년 말에 한 편으로 축소되었다.AS-204로 지정되었지만 비행 승무원에 의해 아폴로 1호라고 명명된 이 임무는 1967년 2월 21일에 발사될 예정이었다.1월 27일 발사를 위한 드레스 리허설 도중, 3명의 우주인(구스 그리솜, 에드 화이트, 로저 채피)이 모두 객실 화재로 사망했는데, 이는 당시 건설되고 있던 블록 2 사령 모듈로 상당 부분이 넘어간 블록 1의 심각한 설계, 시공 및 정비 결함을 드러냈다.

아폴로 204 검토위원회의 철저한 조사 끝에 승무원이 탑승한 블록 1 단계를 종료하고 블록 II를 재정립하여 검토위원회의 권고사항을 통합하기로 결정했다.블록 II는 수정된 CM 열 차폐 설계를 통합하여, 나사 없는 아폴로 4호와 아폴로 6호 비행에서 시험했으며, 따라서 최초의 올업 블록 II 우주선은 첫 번째 승무원 임무인 아폴로 7호를 타고 비행했다.

두 블록은 전체 치수에서 본질적으로 유사했지만, 여러 가지 설계 개선으로 블록 II의 중량이 감소되었다.또한 Block I 서비스 모듈 추진제 탱크는 Block II에 비해 약간 더 컸다.아폴로 1호의 무게는 약 4만5000파운드(약 2만 kg)인 반면 블락 II 아폴로 7호의 무게는 36,400 lb(약 1만6,500 kg)나 됐다.(이 두 개의 지구 궤도 우주선은 한 세트의 탱크에 추진제를 넣고, 고게인 S-밴드 안테나를 싣지 않았기 때문에 나중에 달에 간 우주선보다 가벼웠다.)아래에 제시된 사양에서 달리 명시되지 않는 한 주어진 모든 중량은 블록 II 우주선에 대한 것이다.

개발 CSM과 생산 단위의 총 비용은 2016년 36.9달러로, NASA 뉴스타트 인플레이션 지수를 사용한 명목 총액 37억[7] 달러에서 조정되었다.[8]

명령 모듈(CM)

명령 모듈 내부 배치

명령 모듈은 베이스를 가로지르는 지름 12피트 10인치(3.91m)의 잘린 원뿔(프러스텀)과 도킹 프로브와 접시 모양의 후미 히트 실드를 포함한 높이 11피트 5인치(3.48m)의 높이였다.전방 구획에는 두 개의 반응 제어 시스템 추진기와 도킹 터널, 그리고 지구 착륙 시스템이 들어 있었다.내부 압력 선박은 승무원 숙소, 장비 베이, 제어장치와 디스플레이, 그리고 많은 우주선 시스템을 수용했다.뒤쪽 구획에는 10개의 반응 제어 엔진과 관련 추진제 탱크, 담수 탱크, CSM 탯줄 등이 들어 있었다.[9]

건설

명령 모듈은 내부 구조(압력 쉘)와 외부 구조라는 두 개의 기본 구조물이 함께 결합되어 있었다.

내부 구조는 용접된 알루미늄 내피, 접착제로 접합된 알루미늄 벌집코어, 외면 시트 등으로 구성된 알루미늄 샌드위치 구조였다.벌집 두께는 베이스의 약 1.5인치(3.8cm)에서 전방 접속 터널의 약 0.25인치(0.64cm)까지 다양했다.이 내부 구조물은 가압된 승무원실이었다.

외부 구조물은 스테인리스강 브레이징-벌집 브레이징으로 강철 합금 페이스 시트 사이에 제작되었다.두께는 0.5인치에서 2.5인치까지 다양했다.내피와 외피 사이 영역의 일부는 추가적인 열 보호로서 섬유 유리 단열재로 채워졌다.[10]

열 보호(열 차폐)

리프팅 진입을 설정하고 착륙 지점을 제어하기 위해 0이 아닌 각도로 대기권에 재진입하는 명령 모듈(예술적 표현)

CM 외부의 축열차폐는 대부분의 금속을 용해하기에 충분한 재진입 열로부터 캡슐을 보호했다.이 열 차폐는 페놀릭 포름알데히드 수지로 구성되었다.재진입 과정에서 이 물질은 검게 그을려 녹아버렸고, 그 과정에서 강한 열을 흡수하고 운반했다.히트 실드에는 모공 씰, 수분 차단막(흰색 반사 코팅), 알루미늄 포일처럼 보이는 은 마일러 열 코팅 등 여러 개의 외부 커버가 있다.

열 차폐는 뒤쪽 부분(재진입 시 전방으로 향하는 캡슐의 밑부분)의 2인치(5.1cm)에서 승무원실 및 전방 부분의 0.5인치(1.3cm)까지 두께가 다양했다.이 방패의 총 무게는 약 3,000파운드(1,400 kg)이었다.[10]

전방 컴파트먼트

1피트 11인치(0.58m) 높이의 전방 컴파트먼트는 캡슐 코에 있는 내부 압력 껍질 바깥쪽 영역으로, 전방 도킹 터널 주위에 위치하고 전방 열 차폐로 덮여 있었다.구획은 지구 착륙 장비(모든 낙하산, 복구 안테나 및 비콘등, 해상 복구 슬링)가 들어 있는 90도 4개 구획, 반응 제어 추진기 2개, 전방 열 차폐 방출 메커니즘으로 구분됐다.

재진입 중 약 25,000피트(7,600m)에서 전방 열 차폐막을 방출하여 지구 착륙 장비를 노출시키고 낙하산 배치를 허용했다.[10]

뒤쪽 칸

1피트 8인치(0.51m) 높이의 후부 컴파트먼트는 후부 히트 실드 바로 앞인 가장 넓은 부분에서 지휘 모듈의 주변부에 위치했다.구획은 10개의 반응 제어 엔진, CM 반응 제어 서브시스템용 연료, 산화제 및 헬륨 탱크, 물 탱크, 충격 감쇠계통의 압착식 립 및 다수의 계측기를 포함하는 24개의 베이로 구분되었다.배선과 배관이 한 모듈에서 다른 모듈로 이어지는 지점인 CM-SM 탯줄도 뒤쪽 칸에 있었다.뒤쪽 컴파트먼트를 덮는 열 차폐판의 패널은 비행 전 장비의 유지보수를 위해 분리할 수 있었다.[10]

지구 착륙 시스템

벨기에 유로 스페이스 센터 아폴로 명령 및 서비스 모듈의 규모 모델
아폴로 15호 사령 모듈은 1971년 태평양에 산산이 부서진다.

ELS의 구성요소는 전방 도킹 터널 주변에 수용되었다.앞쪽 칸은 벌크헤드에 의해 중앙에서 분리되어 90도 웨지 4개로 나뉘었다.ELS는 박격포가 있는 드로그 낙하산 2개, 주낙하산 3개, 주전원을 배치하는 파일럿 낙하산 3개, 필요할 경우 캡슐을 똑바로 세우기 위한 인플레이션 가방 3개, 바다 회복 케이블, 염료 마커, 수영 선수 탯줄 등으로 구성됐다.

명령 모듈의 질량 중심은 (대칭 축을 따라) 압력의 중심으로부터 1피트 정도 오프셋되었다.이것은 재진입 중 회전 모멘트를 제공하여 캡슐을 각지게 하고 약간의 양력을 제공했다(양력항력비 약 0.368[11]).그리고 나서 캡슐은 추력기를 사용하여 캡슐을 회전시켜 조향되었다. 조향할 필요가 없을 때 캡슐은 천천히 회전했고, 리프트 효과는 취소되었다.이 시스템은 우주비행사들이 경험하는 g-포스를 크게 감소시켰고, 적절한 양의 방향제어를 허용했으며, 캡슐의 스플래시다운 지점을 몇 마일 이내로 조준할 수 있게 했다.

24,000피트(7,300m)에서 전방 히트 실드는 4개의 가압 가스 압축 스프링을 사용하여 방출되었다.그리고 드로그 낙하산이 배치되어 우주선이 시속 125마일(시속 201km)으로 느려졌다.3천3백 미터 상공에서 드로그들은 분사되었고 주전원을 빼낸 조종사 낙하산이 배치되었다.이것은 스플래시다운을 위해 CM을 시속 22마일(시속 35킬로미터)로 늦추었다.수면에 처음 접촉한 캡슐 부분에는 충격력을 더욱 완화하기 위해 분쇄 가능한 리브 4개가 들어 있었다.지휘 모듈은 낙하산 2개(아폴로 15호에서 발생한 것)만 배치한 채 안전하게 해양 착륙에 낙하산을 댈 수 있었는데, 세 번째 낙하산은 안전 예방 조치였다.

반응 제어 시스템

명령 모듈 자세 제어 시스템은 12개의 93파운드힘(410N) 자세 제어 추진기로 구성되었으며, 이 중 10개는 뒤쪽 구획에, 2개는 전방 구획에 배치되었다.이들은 모노메틸히드라진 연료 270파운드(120kg)와 질소 테트로크사이드 산화제를 저장한 탱크 4개에 의해 공급되었고, 두 탱크에 평방인치(28.6MPa)당 4,150파운드(28.6MPa)로 저장된 헬륨 1.1파운드(0.50kg)씩 가압되었다.[citation needed]

해치

전방 도킹 해치는 도킹 터널 상단에 장착되었다.직경은 30인치(76cm)이고 무게는 80파운드(36kg)로 용접된 벌집형 패널에 용접 접합된 가공 링 2개로 제작됐다.외측에는 0.5인치(13mm)의 단열재와 알루미늄 호일 층이 덮여 있었다.여섯 군데에 걸치고 펌프 손잡이로 작동했다.해치의 중심에는 터널과 CM 사이의 압력을 균등화시켜 해치를 제거할 수 있도록 하는 밸브가 있었다.

통합 승무원 해치(UCH)는 높이 29인치(74cm), 너비 34인치(86cm), 무게 225파운드(102kg)로 측정됐다.펌프 손잡이에 의해 작동되었는데, 래칫 메커니즘을 구동하여 15개의 래치를 동시에 열거나 닫았다.

도킹 조립체

아폴로의 임무는 달에서 돌아오는 대로 LM이 CSM과 도킹하도록 요구했고, 또한 반투명 해안의 초입에 있는 전환, 도킹, 추출 기동에도 착수해야 했다.도킹 메커니즘은 달 모듈에 위치한 잘린 원뿔인 드로그에 연결된 CSM의 코에 위치한 탐침으로 구성되는 비항체 시스템이었다.탐침은 가위 잭처럼 연장되어 소프트 도킹이라고 알려진 초기 접촉 시 드로그를 포착했다.그런 다음 프로브를 수축시켜 차량을 서로 끌어당겨 "하드 도킹"으로 알려진 견고한 연결을 설정했다.이 메커니즘은 NASA에 의해 다음과 같은 기능을 갖도록 지정되었다.[citation needed]

  • 두 차량이 연결되도록 하고 도킹으로 인한 과도한 움직임과 에너지를 감쇠시키십시오.
  • 두 차량을 정렬하고 중앙에 배치한 후 포획을 위해 서로 당기십시오.
  • 두 차량 사이에 견고한 구조 연결을 제공하고, 한 명의 승무원이 탈거 및 재설치 가능
  • CSM 도킹 칼라 둘레의 폭약식 고정 장치를 사용하여 두 차량을 원격으로 분리할 수 있는 방법 제공
  • 모든 전기 및 폭약식 구성 요소에 예비 전원 및 논리 회로 제공

커플링

CSM에 위치한 프로브 헤드는 자가 중심화되어 프로브 피스톤에 짐벌로 장착되었다.프로브 헤드가 드로그 소켓 개방에 관여함에 따라 스프링 장착 래치 3개가 눌려 맞물렸다.이들 래치는 이른바 '소프트 도크' 상태를 가능케 했고, 두 차량의 피치와 요(Yaw) 움직임이 가라앉을 수 있게 했다.'하드 도크' 프로세스 중에 차량이 과도하게 움직일 경우 도킹 링이 손상되고 상부 터널에 압력이 가해질 수 있다.각 래치의 누름식 잠금 트리거 링크는 스프링이 장착된 스풀을 전진시켜 토글 링크를 과중앙 잠금 위치로 유지하도록 했다.달 모듈 터널 상단 끝에는 1인치 두께의 알루미늄 벌집형 코어에 앞뒤로 접합된 드로그가 프로브 헤드 캡처 래치의 수신 끝이었다.

수축

초기 차량 포획과 안정화 후 탐사선은 1,000파운드힘(4.4kN)의 근접력을 발휘해 차량을 함께 끌어낼 수 있었다.이 힘은 프로브 실린더 내의 중앙 피스톤에 작용하는 기체 압력에 의해 생성되었다.피스톤 수축은 프로브와 인터페이스 씰을 압축하고 CSM 도킹 링의 내부 표면을 중심으로 반경방향으로 위치한 12개의 자동 링 래치를 작동시켰다.각 하드 도킹 이벤트 후 우주비행사가 수동으로 도킹 터널에서 래치를 다시 콕킹했다(도킹 미션에는 두 개의 도킹이 필요함).

분리

프로브 실린더 본체에 부착된 자동 연장 래치가 체결되어 프로브 중심 피스톤을 수축 위치로 유지하였다.달 궤도에서 차량이 분리되기 전에 12개 링 래치의 수동 코킹이 수행되었다.그런 다음 터널 구역의 내부 압력에서 분리되는 힘이 링 래치에서 프로브와 드로그로 전달되었다.도킹 해제 시 중앙 피스톤에 위치한 탠덤 장착 DC 로터리 솔레노이드를 전기적으로 통전시켜 캡쳐 래치를 해제했다.온도 저하 조건에서는 달 모듈에서 프로브 헤드의 개방된 구멍을 통해 잠금 스풀을 눌러 모터 해제 작업을 수동으로 수행했고, CSM에서 해제 작업은 프로브 후면에서 해제 핸들을 돌려 모터 토크 샤프트를 수동으로 회전시키는 방식으로 수행했다.[12]명령과 달 모듈이 마지막으로 분리되었을 때 프로브와 전방 도킹 링은 폭약식으로 분리되어 모든 도킹 장비가 달 모듈에 부착되었다.지구에서 발사하는 동안 중단되는 경우, 동일한 시스템이 부스트 보호 커버에서 분리되면서 도킹 링과 프로브를 폭발적으로 CM에서 방출했을 것이다.

실내 인테리어 배치

주조작반

지휘 모듈의 중앙 압력 용기는 그 유일한 거주가 가능한 격실이었다.실내 용적은 210입방피트(5.9m3)로 메인 제어판, 승무원 좌석, 안내 및 항법 시스템, 식품 및 장비 사물함, 폐기물 관리 시스템, 도킹 터널 등이 들어 있었다.

객실 앞부분을 지배하는 것은 너비가 약 2.1m, 높이가 3피트(0.91m)에 달하는 초승달 모양의 메인 디스플레이 패널이었다.각 승무원의 의무를 강조하는 3개의 패널로 편성됐다.임무지휘관 패널(왼쪽)에는 속도·태도·고도 지표, 1차 비행통제기, 주요 FDAI(비행감독태도지표) 등이 포함됐다.

CM 파일럿은 항해사 역할을 했으므로, 그의 제어판(가운데)에는 안내 항법 컴퓨터 제어장치, 주의 및 경고 표시기 패널, 이벤트 타이머, 서비스 추진장치 및 RCS 제어장치, 환경 제어 시스템 제어장치가 포함되었다.

LM 파일럿은 시스템 엔지니어 역할을 했기 때문에 그의 제어판(우측)에는 연료전지 게이지와 제어장치, 전기와 배터리 제어장치, 통신 제어장치 등이 포함되어 있었다.

메인 패널의 측면 옆에는 소형 제어 패널이 배치되어 있었다.왼쪽에는 회로 차단기 패널, 오디오 컨트롤, SCS 전원 컨트롤이 있었다.오른쪽에는 환경 컨트롤 스위치와 함께 추가 회로 차단기와 예비 오디오 컨트롤 패널이 있었다.명령모듈 패널은 모두 24개, 스위치 566개, 이벤트 표시기 40개, 조명 71개가 포함됐다.

세 대의 승무원 소자는 속이 빈 강철 튜브로 만들어졌고 아르말론이라고 알려진 무겁고 내화성이 강한 천으로 덮여 있었다.두 개의 바깥쪽 소파의 다리 팬은 다양한 자세로 접을 수 있었고, 중앙 소파의 엉덩이 팬은 분리되어 뒤쪽 벌크헤드에 놓을 수 있었다.왼쪽 소파의 팔걸이에 회전 1회, 번역 1회 핸드 컨트롤러가 설치되었다.번역 컨트롤러는 승무원이 LM(일반적으로 CM 파일럿)으로 전환, 도킹 및 추출 기동을 수행하면서 사용하였다.중앙 및 우측 쿠치에는 회전 컨트롤러가 중복되어 있었다.이 쇼치는 충격 감쇠 스트럿 8개로 지지되었으며, 물이나 비상 착륙 시 단단한 지면에서 터치다운의 충격을 완화하도록 설계되었다.

인접한 객실 공간은 6개의 장비 베이로 구성되었다.

안내 및 내비게이션 장비
  • Guidance and Navigation 컴퓨터, sextant, 텔레스코프관성 측정 유닛, 다양한 통신 비콘, 의료 상점, 오디오 센터, S-밴드 파워앰프 등이 수용된 하부 장비 베이.만 벽에는 추가로 회전 핸드 컨트롤러가 장착되어 있어 CM 파일럿/내비게이터는 망원경을 통해 서서 보는 동안 필요에 따라 우주선을 회전시켜 육분의 항법 측정을 할 별을 찾을 수 있었다.이 만은 이전의 수성제미니 우주선에 존재했던 비좁은 조건과는 달리 우주비행사들이 이동할 수 있는 상당한 공간을 제공했다.
  • 4개의 식품 저장실, 실내 열 교환기, 압력 슈트 커넥터, 음용수 공급 장치, G&N 망원경 안료가 들어 있는 좌측 전방 장비 베이.
  • 두 개의 서바이벌 키트 컨테이너, 데이터 카드 키트, 비행 데이터 북 및 파일, 기타 임무 문서가 들어 있는 우측 전방 장비 베이.
  • 산소 서지 탱크, 급수 시스템, 식품 공급 장치, 실내 압력 완화 밸브 제어 장치 및 ECS 패키지를 수용하는 좌측 중간 장비 베이.
  • 바이오 기기 키트, 폐기물 관리 시스템, 식품 및 위생용품, 폐기물 보관실 등이 들어 있는 우측 중간 장비 베이지.
  • 승무원 뒤쪽에 있는 뒤쪽 창고.여기에는 70mm 카메라 장비, 우주비행사의 의복, 공구 세트, 보관 가방, 소화기, CO2 흡수제, 수면 안전장치 로프, 우주복 정비 키트, 16mm 카메라 장비, 보정 달 샘플 용기가 들어 있었다.

CM에는 5개의 창문이 있었다.두 개의 측면 창문은 왼쪽과 오른쪽 소파 옆에 9인치(23cm) 정사각형이었다.8x9인치(20x23cm)의 전방 삼각형 랑데부 창 두 개로 LM과의 랑데부 및 도킹에 도움이 된다.원형 해치 창문은 중심 소파 바로 위에 위치한 직경 9인치(23cm)의 크기였다.각각의 창문 조립체는 세 개의 두꺼운 유리창으로 이루어져 있었다.알루미늄으로 만들어진 내부 두 개의 팬은 모듈의 압력 용기의 일부를 구성했다.융접된 실리카 외측 창은 파편 차폐막과 열 차폐막의 일부 역할을 했다.각 창은 내면에 반반사 코팅과 청적반사 코팅이 되어 있었다.

사양

아폴로 14호 사령부 키티호크(Kitty Hawk) 사령부 플로리다 케네디 우주센터.
오하이오 주 데이턴에 있는 미국 공군 박물관아폴로 15호 지휘 모듈 인데버
  • 승무원: 3
  • 승무원 객실 부피: 210 cu ft(5.9 m3) 주거 공간, 가압 366 cu ft(10.43 m)
  • 길이: 11.4ft(3.5m)
  • 지름: 12.8ft(3.9m)
  • 중량: 12,250파운드(5,560kg)
    • 구조물 중량: 3,450 lb(1,560 kg)
    • 열 차폐 질량: 1,869 lb(848 kg)
    • RCS 엔진 중량: 12 × 73.3 lb(33.2 kg)
    • 회수 장비 중량: 540lb(240 kg)
    • 내비게이션 장비 중량: 1,113 lb(505 kg)
    • 원격 측정 장비 중량: 440lb(200 kg)
    • 전기 장비 중량: 1,540 lb (700 kg)
    • 통신 시스템 중량: 220lb(100 kg)
    • 승무원 소파 및 공급 중량: 1,210lb(550kg)
    • 환경 제어 시스템 중량: 440lb(200 kg)
    • 오작동 보정 중량: 440lb(200 kg)
  • RCS: 93파운드힘(410 N) 추력기 12대, 쌍으로 발사
  • RCS 추진체: MMH/NO
    2

    4
  • RCS 추진제 질량: 270 lb(120 kg)
  • 식수 용량: 33파운드(15kg)
  • 폐수 용량: 58파운드(26kg)
  • CO2 스크러버: 수산화 리튬
  • 악취 흡수기: 활성탄
  • 전기 시스템 배터리: 40암페어시 실버진크 배터리 3개, 0.75암페어시 실버진크 폭약식 배터리 2개
  • 낙하산: 16피트(4.9m) 길이의 원뿔 리본 드로그 낙하산 2개, 7.2피트(2.2m)의 링으로 된 조종사 낙하산 3개, 83.5피트(25.5m)의 링으로 주요 낙하산 3개

출처:[13][14]

서비스 모듈(SM)

블록 II 서비스 모듈 내부 구성 요소

건설

서비스 모듈은 직경이 12피트 10인치(3.91m)이고 길이가 14피트 10인치(4.52m)인 비압축 원통형 구조였다.서비스 추진 엔진 노즐과 히트 실드는 총 높이를 24피트 7인치(7.49m)로 증가시켰다.내부는 지름 44인치(1.1m)의 중앙 터널 구간에 6개의 파이 모양의 구역으로 둘러싸인 단순한 구조였다.섹터는 전방 벌크헤드와 페어링으로 상단을 이루고, 6개의 방사형 빔으로 분리되었으며, 바깥쪽은 벌집형 패널로 덮였으며, 뒤쪽 벌크헤드와 엔진 열 차폐로 지지되었다.섹터가 모두 60° 각도는 아니지만 필요한 크기에 따라 변화했다.

  • 1구역(50°)은 원래 사용하지 않아 SM의 무게중심을 유지하기 위해 밸러스트를 채웠다.
지난 3번의 달 착륙(I-J급) 임무에는 록히드 U-2SR-71 정찰기용으로 개발된 강력한 이텍 24인치(610mm) 초점 길이 카메라를 탑재한 과학 계기 모듈(SIM)을 탑재했다.이 카메라는 달 사진을 찍었다; 만약 S-IVB가 발사되지 않아 CSM이 지구 궤도를 떠나지 않았다면, 우주비행사들은 달 사진을 찍는데 그것을 사용했을 것이다.[15][16]SIM은 또한 다른 센서와 하위 위성도 가지고 있었다.
  • 섹터 2(70°)에는 서비스 추진 시스템(SPS) 산화제 섬프 탱크가 들어 있었는데, 이는 엔진에 직접 연료를 공급하고 별도의 저장 탱크에 의해 계속 채워져 있다가 후자가 비어 있을 때까지 유지되었기 때문이다.섬프 탱크는 높이 153.8인치(3.91m)에 직경 51인치(1.3m)의 반구형 끝을 가진 원통으로, 13,923파운드(6,315kg)의 산화제를 함유하고 있었다.총 부피는 161.48 cu ft (4.573 m)이었다3.
  • 섹터 3(60°)에는 섬프 탱크와 같은 모양이지만 높이 154.47인치(3.924m)와 지름 44인치(1.1m)로 약간 작은 SPS 산화제 저장탱크가 들어 있었으며, 산화제 1만1284파운드(5118kg)를 보유하고 있었다.총 부피는 128.52 cu ft(3.639 m)이었다3.
  • 섹터 4(50°)는 수소 및 산소 반응제와 함께 전력 시스템(EPS) 연료 전지를 포함했다.
  • 섹터 5(70°)에는 SPS 연료 섬프 탱크가 포함되어 있었다.이것은 산화제 섬프 탱크와 같은 크기였고 8,708 파운드 (3,950 kg)의 연료를 가지고 있었다.
  • 섹터 6(60°)에는 SPS 연료 저장 탱크가 포함되었으며, 산화제 저장 탱크와 동일한 크기였다.그것은 7,058 파운드(3,201 kg)의 연료를 수용했다.

전방 페어링은 길이가 1피트 11인치(58cm)로 측정되었으며, 반응 제어 시스템(RCS) 컴퓨터, 배전 블록, ECS 컨트롤러, 분리 제어기 및 고게인 안테나용 구성품을 포함했으며, 8개의 EPS 라디에이터와 에 대한 주요 전기 및 배관 연결부를 포함하는 탯줄 연결 암이 포함되었다.CM. 외부적으로 페어링에는 접히는 전방 주시 스포트라이트, SIM 필름 검색 시 명령 모듈 파일럿을 돕기 위한 EVA 투광 조명, LM과의 랑데부 항법 보조 장치로 100km 떨어진 54해리 떨어진 곳에서 보이는 랑데부 비콘이 깜박였다.

SM은 3개의 장력 타이와 6개의 압축 패드를 사용하여 CM에 연결되었다.텐션 타이즈는 CM의 뒤쪽 열 차폐에 볼트로 고정된 스테인리스 스틸 스트랩이었다.그것은 지구 대기권에 재진입하기 직전에 폐기될 때까지 대부분의 임무 동안 지휘 모듈에 부착되어 있었다.제트기에서는 CM 탯줄 연결부를 폭약으로 작동한 단두대 조립체를 사용하여 절단했다.분사 후 SM 후방 변환 추진기는 RCS 연료 또는 연료 전지 전력이 고갈될 때까지 CM으로부터 거리를 두고 자동으로 연속적으로 발사되었다.롤 스러스터도 5초간 발사해 CM과 다른 궤적을 따라갔는지, 재진입 시 더 빠른 브레이크가 이뤄졌는지 확인했다.

서비스 추진 시스템

아폴로 서비스 모듈 추진 시스템

서비스 추진 시스템(SPS) 엔진은 원래 직접 상승 미션 모드에서 CSM을 달 표면에서 들어올리도록 설계되었으며,[17] 선택된 엔진은 AJ10-137로,[18] Aerozine 50을 연료로, 질소 테트로크사이드(NO24)를 산화제로 사용해 추력 2만500lbf(91kN)를 생산했다.1962년 4월 에어로젯 제너럴사가 엔진 개발에 착수하는 계약이 체결되어 그해 7월 공식적으로 선택된 달 궤도 랑데부(LOR) 임무 모드를 달성하는 데 필요한 추력 레벨이 2배로 늘어났다.[19]이 엔진은 실제로 지구와 달 사이의 중간 항로 보정을 위해 사용되었고, 달 궤도를 왕복하는 데 사용되었다.그것은 또한 지구 궤도 비행에 대한 디오비트 화상을 수행하는 레트로코켓의 역할도 했다.

추진체는 40인치(1.0m) 직경의 구형 탱크 2개에 실려 있는 평방인치(25MPa)당 3600파운드에서 39.2입방피트(1.11m3)의 기체 헬륨으로 엔진에 압력을 가했다.[20]

배기 노즐은 베이스에서 길이 152.82인치(3.882m) 및 폭 98.48인치(2.51m)로 측정되었다.그것은 SPS 발사 중에 추력 벡터를 우주선의 질량 중심과 정렬하기 위해 두 개의 짐벌에 장착되었다.연소실과 가압 탱크는 중앙 터널에 수용되었다.

반응 제어 시스템

아폴로 서비스 모듈에서 사용되는 4개의 R-4D 추진기가 포함된 RCS 쿼드

SM 상부에는 매 90°마다 4개의 반응 제어 시스템(RCS) 추진기로 구성된 클러스터 4개가 설치되었다.16-러스터 배치는 세 개의 우주선 축 모두에서 회전과 번역 제어를 제공했다.R-4D 추진기는 100파운드힘(440N)의 추력을 발생시켰고, 연료로는 모노메틸히드라진(MMH), 산화제로 질소 테트로크사이드(NTO)를 사용했다.각 쿼드 어셈블리는 8x3피트(2.44x0.91m)로 측정되었으며 자체 연료 탱크, 산화제 탱크, 헬륨 가압제 탱크 및 관련 밸브와 조절기가 있었다.

각 추진기 클러스터에는 69.1파운드(31.3kg), 45.2파운드(20.5kg), 137.0파운드(62.1kg), 89.2파운드(40.5kg)를 함유한 2차 산화제 탱크가 있었다.연료와 산화제 탱크는 1.35파운드(0.61 kg)를 함유한 단일 액체 헬륨 탱크에 의해 가압되었다.[21]일련의 체크밸브에 의해 역류를 방지하고, 추진체를 헬륨가압제로부터 분리시킨 테플론 블래더에 연료와 산화제를 함유하여 역류 및 ullage 요건을 해결하였다.[21]

모든 요소가 중복되어 완전히 독립된 4개의 RCS 클러스터가 생성되었다.완전한 자세 제어를 위해서는 단지 두 개의 인접한 기능 유닛만이 필요했다.[21]

달 모듈은 RCS에 동일한 추진기 엔진의 유사한 4쿼드 배치를 사용했다.

전력계통

이 연료전지들 중 세 개는 달 비행 중에 우주선에 전력을 공급했다.

전력은 세 개의 연료 전지에 의해 생산되었는데, 각각 직경 22인치 (0.56 m)의 높이와 245 파운드 (111 kg)의 무게가 나간다.이러한 것들은 수소와 산소를 결합하여 전력을 발생시켰고, 부산물로서 마실 수 있는 물을 생산했다.이 세포들은 각각 29파운드(13kg)의 액체 수소를 가진 두 개의 반구형 31.75인치(0.806m) 직경의 탱크와 326파운드(148kg)의 액체 산소(환경 제어 시스템도 공급)를 가진 두 개의 구형 26인치(0.66m) 직경의 탱크로 공급되었다.

아폴로 13호 비행에서 EPS는 산소 탱크 1개가 폭발적으로 파열되어 두 번째 탱크에 구멍이 나 모든 산소를 상실하게 되었다.사고 후, 탱크 용량 50% 이하의 작동을 방지하기 위해 세 번째 산소 탱크가 추가되었다.그 덕분에 탱크 내부 저온 팬 장비가 제거되었고, 이는 고장의 원인이 되었다.

또한 아폴로 14호를 시작으로 400Ah의 보조 배터리가 SM에 추가되어 비상용으로 사용되었다.아폴로 13호는 폭발 후 첫 시간 동안 진입 배터리에 많은 시간을 투자했고, 이 새 배터리는 5-10시간 이상 동안 CM에 전원을 공급할 수 없었지만, 일시적으로 3개의 연료 전지가 모두 손실될 경우 시간을 벌 수 있었다.아폴로 12호가 발사 중 두 차례 벼락을 맞았을 때 이런 일이 벌어졌다.

환경제어시스템

실내 대기는 전력 시스템의 연료 전지를 공급한 동일한 액체 산소 탱크에서 나오는 순수한 산소 1평방인치(34kPa)로 유지되었다.연료전지에서 공급되는 음용수는 음용과 음식 준비를 위해 저장되었다.냉각수로서 물과 에틸렌 글리콜을 혼합하여 사용하는 열 제어 시스템은 외부 벽의 하부 섹션에 위치한 2개의 30평방피트(22.8m) 방사기를 통해 CM 캐빈과 전자제품의 폐열을 외부 공간에 쏟아부었고, 하나는 섹터 2와 3을 커버하고 다른 하나는 섹터 5와 6을 커버한다.[22]

통신 시스템

서비스 모듈에 장착된 VHF 사곡선 안테나

CSM과 LM 사이의 단거리 통신에는 ECS 라디에이터 바로 위 SM에 장착된 VHF 사곡선 안테나가 사용됐다.이들 안테나는 원래 블록 I 명령 모듈에 위치했으며, 발사 중단 후 캡슐을 안정화하기 위한 공기역학적 스트레이크로서 이중 기능을 수행했다.안테나는 이 기능이 불필요하다고 판단될 때 Block II 서비스 모듈로 이동되었다.

지구와의 장거리 통신을 위한 강력한 통합 S-밴드 하이게인 안테나가 뒤쪽 벌크헤드에 장착되었다.이것은 하나의 11인치(0.28m) 사각형 반사경을 둘러싸고 있는 직경 31인치(0.79m)의 반사경 4개의 배열이었다.발사 중에 그것은 주 엔진에 평행하게 접혀 우주선-LM 어댑터(SLA) 내부에 장착되었다.CSM이 SLA로부터 분리된 후 SM에 직각으로 전개되었다.

CSM의 태도에서 고게인 안테나가 지구를 향하지 않도록 할 때 CM의 전방위 S-밴드 안테나 4개가 사용되었다.이 안테나는 SM 분사기와 착륙 사이에도 사용되었다.[23]

사양

  • 길이: 24.8피트(7.6m)
  • 지름: 12.8ft(3.9m)
  • 질량: 54,060 lb(24,520 kg)
    • 구조물 중량: 4,200lb(1,900 kg)
    • 전기 장비 중량: 2,600 lb(1,200 kg)
    • 서비스 추진(SPS) 엔진 중량: 6,600lb(3,000kg)
    • SPS 엔진 추진체: 40,590 lb(18,410 kg)
  • RCS 추력: 2 또는 4 × 100파운드힘(440 N)
  • RCS 추진체: MMH/NO
    2

    4
  • SPS 엔진 추력: 20,500lbf(91,000 N)
  • SPS 엔진 추진체: (UDMH/NH
    2

    4
    )/NO
    2

    4
  • SPS Isp: 314초(3,100 N/s/kg)
  • 우주선 델타-v: 9,200ft/s(2,800m/s)
  • 전기 시스템: 1.4kW 30V DC 연료전지 3개

새턴 IB 임무 수정

스카이랩 임무를 위해 흰 옷을 입은 아폴로 CSM, 스카이랩 우주정거장에 도킹

저궤도 임무(아폴로 1호(계획), 아폴로 7, 스카이랩 2, 스카이랩 3, 스카이랩 4, 아폴로-소유즈)를 발사하는 데 사용되는 새턴 IB 발사체의 탑재능력은 완전 연료가 공급된 CSM의 6만6,900파운드(3,300kg) 질량을 감당할 수 없었다.이는 문제가 되지 않았다. 왜냐하면 이러한 임무의 우주선 델타-v 요건은 달 임무의 요건보다 훨씬 작았기 때문이다. 따라서 그들은 SPS 섬프 탱크만을 채우고 저장 탱크를 비워두면 전체 SPS 추진제 하중의 절반 이하로 발사될 수 있었다.토성 IB 궤도에서 발사된 CSM은 3만2,558파운드(1만4,768kg)에서 4만6,000파운드(2만1,000kg)까지 다양했다.

전방향 안테나는 지구 궤도 임무 중 지상 통신에 적합했기 때문에 SM의 고게인 S-밴드 안테나는 아폴로 1, 아폴로 7, 스카이랩 3편에서 누락되었다.현재의 TDRSS 시스템의 실험적 전구체인 정지궤도에 있는 ATS-6 위성을 통해 통신하는 아폴로-소유스 임무를 위해 복원되었다.

스카이랩과 아폴로-소유즈 임무에서는 2개의 헬륨가압제 탱크 중 하나와 함께 다른 빈 연료와 산화제 저장 탱크(부분충전된 섬프 탱크)[24]를 제거함으로써 일부 추가적인 건조 중량을 절약했다.이를 통해 일부 RCS 추진제를 추가하여 SPS 고장 발생 시 디오비트 화상의 백업으로 사용할 수 있도록 했다.[25]

스카이랩 임무용 우주선은 임무의 대부분을 차지하지 않을 것이기 때문에 전력계통에 대한 수요가 적어 이들 SM에서 연료전지 3개 중 1개가 삭제되었다.또한 명령 모듈은 부분적으로 흰색 페인트로 칠해져 궤도에 머문 시간 동안 수동적인 열 제어를 제공했다.

지휘 모듈은 뒤쪽 장비 베이에 점프 시트 쿠치를 추가하여 여분의 우주비행사를 승객으로 실어 나르도록 개조할 수 있었다.CM-119는 한번도 사용하지 않은 스카이랩 구조 차량으로 점프 시트 2개를 장착했다.[26]

블록 I과 블록 II의 주요 차이점

명령 모듈

블록 I 명령 모듈 외부
  • 블록 II는 블록 I에 사용된 2피스 플러그 해치 대신 원피스의 퀵 릴리즈, 바깥쪽 오프닝 해치를 사용했는데, 이 해치는 우주선을 출입하기 위해 내부 조각이 볼트를 풀고 선실 내부에 놓여야 했다(아폴로 1호 승무원을 파멸시킨 결함).블록 II 해치는 비상시에 신속하게 열 수 있다. (두 해치 버전은 발사 중단 시 CM을 보호하기 위해 CM을 둘러싸는 부스트 보호 커버의 추가적이고 탈착 가능한 섹션으로 덮여 있었다.)
  • 블록 1 전방 접근 터널은 블록 II보다 작았고, 메인 해치에 문제가 발생할 경우 스플래시다운 후 비상 대원을 대피시키는 용도로만 설계되었다.그것은 비행 중 전방 열방패의 코에 가려졌다.블록 II에는 LM을 캡처하고 고정하는 도킹 링과 프로브 메커니즘 아래에 평평한 분리 가능한 해치가 있는 짧은 전방 열 차폐가 포함되어 있었다.
  • 블락 II 열 차폐를 반짝반짝 빛나는 외관을 주는 알루미늄 재질의 PET 필름 레이어가 블락 1에 없어 일부 항공편에서 흰색으로 칠해진 연회색 에폭시 수지 소재를 노출했다.
  • 블록 I VHF 사곡선 안테나는 원래 재진입 시 CM의 안정화를 돕기 위해 필요하다고 생각되었던 두 개의 반원형 스트립에 위치하였다.그러나, 나사 없는 재진입 실험은 이러한 재진입 실험이 안정성을 위해 불필요하며 또한 높은 시뮬레이션 달 재진입 속도에서 공기역학적으로 비효율적이라는 것을 증명했다.따라서 블록 II에서 스트레이크를 제거하고 안테나를 서비스 모듈로 이동시켰다.
  • Block I CM/SM 탯줄 커넥터는 승무원 해치 근처에 위치한 Block II보다 더 작았다.분리 지점은 블록 II의 CM sidewall에서 분리되어 서비스 모듈에 장착된 더 큰 힌지 암 대신 모듈 사이에 있었다.
  • 전방 구획에 위치한 2개의 음극 피치 RCS 엔진은 블록 I에 수직으로, 블록 II에 수평으로 배치되었다.

서비스 모듈

블록 I 서비스 모듈 내부 구성 요소
  • 아폴로 6호의 나사 없는 블록 I 비행에서는 SM이 지휘 모듈의 외관에 맞게 흰색으로 칠해져 있었다.아폴로 1호, 아폴로 4호, 그리고 모든 블록 II 우주선에는 흰색인 EPS와 ECS 방사기를 제외한 SM 벽이 도색되지 않은 채 방치되어 있었다.
  • EPS와 ECS 방사선은 블록 II에 맞게 재설계되었다.블록 1은 섹터 1과 4에 3개의 대형 EPS 방사기를 배치했다.ECS 라디에이터는 섹터 2와 5의 후면에 위치하였다.
  • Block I 연료 전지는 4 구역의 뒤쪽 벌크헤드에 위치했고, 그들의 수소와 산소 탱크는 1 구역에 위치했다.
  • 블록 1에는 블록 II보다 더 많은 추진제를 운반하는 SPS 연료와 산화제 탱크가 약간 더 길었다.
  • 블락 II 후방의 열 차폐는 추진제 탱크 섹터의 모서리 부분이 약간 둥근 직사각형 형태였다.블락 1차 방패는 같은 기본 형태였지만, 더 많은 탱크를 덮기 위해 모래시계나 그림 8처럼 끝부분 가까이에 약간 튀어나왔다.

CSM이 생성됨

일련번호 이름 사용하다 출시일자 현재위치 이미지
블락 1
CSM-001 시스템 호환성 테스트 차량 폐기된
CSM-002 A-004 비행 1966년 1월 20일 뉴욕[31] 롱아일랜드크래들에 전시된 명령 모듈 CM-002 at Cradle of Aviation Museum, Garden City, NY.jpg
CSM-004 정적 및 열구조 접지 시험 폐기된
CSM-006 텀블링 이물질 제거 시스템을 시연하는 데 사용 명령 모듈 폐기,[32] 서비스 모듈(SM-010으로 재지정됨)[28][33] 앨라배마주 헌츠빌미국 우주 로켓 센터에 전시됨
CSM-007 음향 진동 및 낙하 시험, 물 대피 훈련을 포함한 다양한 시험.CM은 Block II 개선사항으로 재조립되었다.[34]1971–1973년 플로리다 Eglin AFB의 McKinley Climatic Laboratic Laboratic Laboratory에서 Skylab 테스트를 받았다. 워싱턴[35] 시애틀비행 박물관에 전시된 명령 모듈 ApolloCommandModule1.jpg
CSM-008 열 진공 테스트에 사용되는 완전한 시스템 우주선 폐기된
CSM-009 AS-201 비행 및 낙하 시험 1966년 2월 26일 네브라스카[36] 애슐랜드 공군기지 인근 전략항공우주박물관에 전시된 지휘 모듈 AS201 Command Module.jpg
CSM-010 열 테스트(명령 모듈이 동적 테스트를 위해 CM-004A/BP-27로 재설계됨);[37] 서비스 모듈이 완료되지 않음 앨라배마 헌츠빌 미국 우주 로켓 센터에 전시된 명령 모듈 CM-010 at U.S. Space & Rocket Center, Huntsville, AL.jpg
CSM-011 AS-202 비행 1966년 8월 25일 미국 캘리포니아[38] 알라메다 해군 공군기지 알라메다에 있는 USS 호넷 박물관에 전시된 명령 모듈 USS Hornet Apollo CM.jpg
CSM-012 아폴로 1호; 아폴로 1호 화재로 지휘 모듈이 심하게 손상되었다. 버지니아 햄튼랭글리 연구 센터에 보관 중인 명령 모듈,[39] 케네디 우주 센터에 전시된 3부 도어 해치,[40] 서비스 모듈 폐기 Apollo 1's Command Module - GPN-2003-00057.jpg
CSM-014 아폴로 1호 조사의 일환으로 해체된 지휘 모듈.아폴로 6호 임무에 사용된 서비스 모듈(SM-014).명령 모듈(CM-014)은 나중에 수정하여 지상 시험(CM-014A로 사용)에 사용한다.[28] 1977년 5월 폐기.[27]
CSM-017 지상 시험 중 추진제 탱크 폭발로 SM-017이 파괴된 뒤 SM-020과 함께 아폴로 4호 상공에 CM-017이 날아왔다.[28][41] 1967년 11월 9일 베이 세인트 스테니스 우주 센터에 전시된 명령 모듈 미시시피[42] 주 루이 Apollo 4 Stennis Space Center.JPG
CSM-020 CM-020은 SM-014와 함께 아폴로 6호를 비행했다.[28] 1968년 4월 4일 애틀랜타 펀뱅크 과학센터에 전시된 명령 모듈 Fernbank-07.jpg
블록 II[43][44]
CSM-098 2TV-1(블록 II 열 진공 1호) 열 진공 테스트에 사용됨 아폴로 소유즈 시험 프로젝트의 일환으로 러시아 모스크바 과학 박물관에 전시된 CSM.[29]
CM-099 2S-1 [45] Skylab 비행 승무원 인터페이스 교육,[45] 충격 테스트 폐기된[45]
CSM-100 2S-2 [45] 정적 구조 시험 뉴멕시코 우주사[45] 박물관에 전시된 서비스 모듈 "유물로 스미스소니언으로 이전" 명령 모듈
CSM-101 아폴로 7호 1968년 10월 11일 지휘 모듈은 1974년부터 2004년까지 캐나다 온타리오주 오타와에 있는 국립 과학 기술 박물관에 전시되었고, 현재 텍사스주 댈러스주 프런티어 비행 박물관에 대출된 지 30년 만에 전시되었다.[46] Apollo 7 Phoenix Frontiers of Flight Museum.JPG
CSM-102 복합 34 체크아웃 차량 출시 명령 모듈 폐기,[47] 서비스 모듈은 Rocket Park의 Little Joe II 위에 있는 JSC에 보일러 플레이트 22 명령 모듈을 설치한다.[48] SM-102 with BP22 and Little Joe II at Johnson Space Center, Houston, TX.jpg
CSM-103 아폴로 8호 1968년 12월 21일 시카고[44] 과학 산업 박물관에 전시된 명령 모듈 Apollo 8 command module.jpg
CSM-104 껌드롭 아폴로 9호 1969년 3월 3일 샌디에이고 항공 우주 박물관[44] 전시된 명령 모듈 Apollo 9 Command Module.jpg
CSM-105 음향 시험 아폴로 소유즈 시험 프로젝트 전시의 일환으로 워싱턴 D.C. 국립항공우주박물관에 전시되어 [49]있다.(사진) Soyuz replica at smithsonian - from-DC1.jpg
CSM-106 찰리 브라운 아폴로 10호 1969년 5월 18일 런던[44] 과학 박물관에 전시된 명령 모듈 Apollo 10 Command Module 1.jpg
CSM-107 컬럼비아 아폴로 11호 1969년 7월 16일 워싱턴 D.C.의 국립 항공 우주 박물관에 전시된 명령 모듈.[44] Apollo11Smithonian.JPG
CSM-108 양키 클리퍼 아폴로 12호 1969년 11월 14일 버지니아 햄튼버지니아 항공 우주 센터에 전시된 명령 모듈,[44] 이전에 플로리다 펜사콜라 해군 항공 스테이션 펜사콜라에 있는 국립 해군 항공 박물관에 전시된 명령 모듈(CSM-116용으로 변경됨) Apollo12 CommandModule Hampton.JPG
CSM-109 오디세이 아폴로 13호 1970년 4월 11일 캔자스 우주권우주 센터[44] 전시된 명령 모듈 Apollo13 CommandModule Kansas.JPG
CSM-110 키티호크 아폴로 14호 1971년 1월 31일 케네디 우주 센터[44] 전시된 명령 모듈 Apollo 14 Command Module "Kitty Hawk".JPG
CSM-111 아폴로 소유스 시험 프로젝트 1975년 7월 15일 현재 캘리포니아[50][51][52] 로스앤젤레스캘리포니아 과학 센터에 전시 중인 명령 모듈(이전에는 케네디 우주 센터 방문자 콤플렉스에 전시) California Science Center (8089345453).jpg
CSM-112 인데버 아폴로 15호 1971년 7월 26일 오하이오[44]데이턴있는 라이트 패터슨 공군기지 미국 국립박물관에 전시된 명령 모듈 Apollo 15 Command Module at the National Museum of the United States Air Force.jpg
CSM-113 캐스퍼 아폴로 16호 1972년 4월 16일 앨라배마[44] 헌츠빌 미국 우주 로켓 센터에 전시된 명령 모듈 Apollo16 CommandModule Huntsville.JPG
CSM-114 미국. 아폴로 17호 1972년 12월 7일 텍사스[44]휴스턴, 스페이스 센터 휴스턴에 전시된 명령 모듈 Apollo 17 America Space Center Houston.JPG
CSM-115 아폴로 19호[53](취소) 완전하게[54] 완료되지 않음
CSM-115a 아폴로 20호[55](취소) 완전하게[54] 완료되지 않음 – 서비스 모듈에 SPS 노즐이 장착되어 있지 않음텍사스 휴스턴존슨 스페이스 센터에서 토성 V 디스플레이의 일부로 전시됨; JSC 토성 V 센터[56][a] 헌신에 앞서 2005년에 복원된 명령 모듈 CSM-115a at Johnson Space Center, Houston, TX.jpg
CSM-116 스카이랩 2 1973년 5월 25일 플로리다[58] 펜사콜라 해군 항공국 펜사콜라 국립박물관에 전시된 명령 모듈 SKYLAB 1 SL-2 National Museum of Naval Aviation.JPG
CSM-117 스카이랩 3 1973년 7월 28일 오하이오[59]클리블랜드에 있는 NASA 글렌 연구 센터 방문자 센터, 그레이트 레이크 과학 센터에 전시된 명령 모듈 SKYLAB 2 SL-3 Glenn Research Center, Cleveland, Ohio.JPG
CSM-118 스카이랩 4 1973년 11월 16일 Oklahoma History[60] Center에 전시된 명령 모듈(이전에는 워싱턴 D.C. National Air and Space Museum에 전시됨)[61] SKYLAB 3 SL-4 National Air & Space Museum, Washington DC.JPG
CSM-119 Skylab Rescue 및 ASTP 백업 케네디 우주 센터[62] 전시되어 있다. CSM-119 Skylab Rescue Kennedy Space Center, FL.JPG
(다른 하드웨어와 함께) 아폴로 명령 및 서비스 모듈의 위치를 보여주는 세계 지도.

참고 항목

콜롬비아 명령 모듈의 3D 모델

각주

메모들

  1. ^ 일부 출처에는 CSM-115a와 CSM-115a라는 두 개의 별도 차량이 나열되어 있었는데,[57] 존슨 우주 센터의 명령 모듈을 복원한 결과 명령 모듈의 번호가 CM-115a로 확인되었다.[56]

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