Obsah > Pilotované lety > Sojuz - Apollo > Popis kosmických lodí Sojuz a Apollo v L+K

LODĚ PRO SPOLEČNÝ LET

Pro časopis Letectví + kosmonautika zpracovali JIŘÍ KROULÍK (Sojuz) a ANTONÍN VÍTEK (Apollo)
(L+K č.9 až č.17 /1975)

Obr.A) Nosná raketa Sojuz (foto na obálce L+K č.8/1975)Obr.A) Nosná raketa Sojuz (foto na obálce L+K č.8/1975)

Porážka fašistického Německa a jeho kapitulace v květnu 1945 byla důkazem, že se pokrokové lidstvo může a musí sjednotit při řešení všech palčivých otázek, přesahujících rámec jedné země. Tehdy, po vyhrané válce, se však spojenectví záhy rozpadlo . . . Více než symbolicky proto působí fakt, že letos v červenci, v roce 30. výročí vítězství nad fašismem, kosmonauti Leonov, Kubasov, Stafford, Brand a Slayton - zástupci dvou bývalých spojenců - zasednou při společném kosmickém letu k jednomu stolu. Význam této události pro budoucnost lidstva nedokážeme dnes ani ještě plně docenit. Nedovedeme si koneckonců ani odpovědět na otázku, zda spolupráce obou velmocí bude i nadále pokračovat stejně velkoryse, jak začala. Nedokážeme odhadnout, kde pro obě strany leží hranice možností a únosnosti. Víme jen to, že slovo spolupráce - při respektování odlišností dvou světových soustav - začíná mít alespoň v kosmu konkrétní podobu.

Sovětská strana použije v červenci, jak známo, kosmické lodě Sojuz v dvoumístné variantě, upraveně podle potřeb programu ASTP/EPAS. Spojené státy připravují třímístné Apollo, v jehož konstrukci nedošlo k žádným významným změnám.

Obr.1) Schéma spojených kosmických lodí Apollo a Sojuz (délka soulodí 20,16 m): Zleva (překlad originálního popisu v azbuce): Apollo - pomocná sekce, velitelská sekce, přechodový modul, slučitelný spojovací mechanismus, Sojuz - orbitální sekce, návratová kabina, přístrojová sekce.Obr.1) Schéma spojených kosmických lodí Apollo a Sojuz (délka soulodí 20,16 m):
Zleva (překlad originálního popisu v azbuce): Apollo - pomocná sekce, velitelská sekce, přechodový modul, slučitelný spojovací mechanismus, Sojuz - orbitální sekce, návratová kabina, přístrojová sekce.

Obě kosmické lodě, vybrané pro společný let, vznikaly ve zcela odlišných podmínkách a zcela odlišně byly při jejich vývoji specifikovány požadavky na jejich konstrukci a vybavení: Sojuz byl od počátku koncipován jako několikamístná loď pro lety v blízkém okolí Země, naproti tomu Apollo jako prostředek k letu na Měsíc. Značnou roli zde sehrál i diametrálně odlišný přístup sovětských a amerických projektantů. Zatímco Američané navázali v maximální míře na zkušenosti z letectví a dali svým kosmonautům možnost zasahovat prakticky do všech fází letu kosmické lodě, Sověti přenesli maximum úkonů na automatiku a kosmonautům vyhradili dozor nad ní, s možností případného zásahu. První řešení klade na kosmonauta mimořádné nároky, je však operativnější; druhé zbavuje kosmonauta nadměrného zatížení, avšak změny v předem naprogramovaných operacích jsou prakticky nemožné. Nicméně tento rozdílný přístup k pilotovaným letům nemůže v žádném případě průběh společného letu nijak ovlivnit.

KOSMICKÁ LOĎ SOJUZ

Obr.8) Kosmická loď Sojuz v montážní hale (snímek APN - obálka L+K č.11/1975)Obr.8) Kosmická loď Sojuz v montážní hale (snímek APN - obálka L+K č.11/1975)

Charakteristickým znakem Sojuzu, pilotované lodě třetí generace, je jednoduchost konstrukce i přístrojového vybavení, projevující se značnou spolehlivostí. Kosmická loď o celkové hmotnosti 6680 kg, délce 7,130 m a rozpětí 8,368 m, s obytným prostorem 10 m3, sestává ze tří hlavních částí: orbitální sekce, návratové kabiny a přístrojové sekce. První dvě jsou plně hermetizované, třetí je hermetizovaná jen zčásti.

Při pohledu od ústí trysek korekčních raketových motorů je zcela vpředu vejčitá orbitální sekce o průměru 2,65 m a délce 3,35 m, v níž za letu kosmonauti tráví většinu svého času. Po dosažení oběžné dráhy zde pracují i odpočívají. Sekce, jejíž hmotnost obnáší 1224 kg, nese slučitelný spojovací mechanismus a je opatřena vstupním otvorem, kterého je možno současně použít pro výstup do volného prostoru.

Uprostřed se nachází zvonovitá návratová kabina, spojená s orbitální sekcí hermeticky uzavíratelným průlezem. V této části kosmické lodě pobývá posádka při startu, motorických manévrech a přistání. Maximální průměr kabiny je stejný jako u orbitální sekce, délka 2,2 m a hmotnost 2802 kg.

Kosmickou loď zakončuje 2,3 m dlouhý válec přístrojové sekce s pohonnými systémy, energetickým systémem, telekomunikačním systémem, motorky systému orientace a stabilizace, různými čidly atd. Hmotnost této části, k níž jsou z boků připevněny panely slunečních baterií, činí 2654 kg, maximální průměr je 2,72 m. Přístrojová sekce je s návratovou kabinou spojena explozivními svorníky.

Obr.2) SOJUZ PRO ASTP / EPASObr.2) SOJUZ PRO ASTP / EPAS:
1 - slučitelný spojovací mechanismus; 2 - anténa VKV/AM; 3 - orbitální sekce; 4 - návratová kabina; 5 - anténa KV; 6 - panel slunečních baterií; 7 - přístrojová sekce; 8 - tryska záložního korekčního motoru (2x); 9 - tryska motorku pro manévrování při setkávací a spojovací operaci (4x); 10 - otvory pro odvod plynů pohánějících turbočerpadlo (2x); 11 - tryska hlavního korekčního motoru; 12 - vnější část optického přístroje pro určování místní vertikály a polohy lodě; 13 - světelný maják; 14 - čidlo sluneční orientace; 15 - senzor přístroje pro určovaní infračervené vertikály; 16 - iontové čidlo; 17 - světelný maják

Orbitální sekce

je vlastně současně laboratoří i ložnicí, neboť zde kosmonauti pracují s vědeckými přístroji, cvičí i spí. Zde také zasednou po spojení za společný stůl američtí i sovětští kosmonauti. Plně tomu odpovídá i vybavení sekce.

Obr.3) Orbitální sekce Sojuzu (levá strana)Obr.3) Orbitální sekce Sojuzu (levá strana):
1 - spojovací systém; 2 - ovládání spojovacího systému; 3 - rukojeť otevírání krytu průlezu; 4 - vodicí výstupky spojovacího mechanismu; 5 - televizní kamera; 6 - osvětlovací těleso pro televizní přenosy; 7 - ventilátor; 8 - lékárnička; 9 - zásoby potravy; 10 - ohřívač potravy, 11 - indikátor kontroly hermetičnosti spoje; 12 - přístrojová deska orbitální sekce; 13 - prostředky osobní hygieny; 14 - spací pytle; 15 - mřížka otvoru výstupu vzduchu z tepelného výměníku - kondenzátoru; 16 - sklápěcí stůl; 17 - ruční čerpadlo pro odčerpávání kondenzátu; 18 - kryt hygienického zařízení (ASU); 19 - přívod pitné vody; 20 - pojistka; 21 - ruční čerpadlo systému zásobování vodou; 22 - kryt ASU; 23 - držadla; 24 – filmová kamera; 25 – televizní kamera z Apolla

Skořepina orbitální sekce je zhotovena jakoby ze dvou polokoulí, spojených krátkou válcovou částí. Celek je však svařen z různě velkých ocelových plátů. Na bocích je tuhost konstrukce narušena dvěma malými proti sobě ležícími přehledovými okénky a hermetickým vstupním otvorem, jímž vstupuje posádka do lodě na startovací rampě (při letu Sojuzu 4 a 5, kdy bylo orbitální sekce použito jako přechodové komory, vystupovali kosmonauti tímto otvorem do volného vesmíru). Další dva větší otvory - průlezové - jsou v polokulovitých dnech. Jeden spojuje orbitální sekci s návratovou kabinou, druhým je možné, po pevném spojení přecházet z lodě do lodě. V okolí všech otvorů je konstrukce vyztužena žebrováním. Kromě toho je povrch orbitální sekce opatřen celou řadou úchytek a výstupků, na něž jsou upevněny jednak antény, kabeláž apod., jednak mechanismus slučitelného spojovacího zařízení.

Obr.4) Foto: Orbitální sekce Sojuzu s otevřeným vstupním otvorem; snímek K. MasojídekObr.4) Foto: Orbitální sekce Sojuzu s otevřeným vstupním otvorem; snímek K. Masojídek

Vnitřní stěny orbitální sekce pokrývá měkký dekorativní materiál. V dostatečné míře jsou zde ve výši hlavy instalována různá držadla a oka usnadňující přemisťování kosmonautů v beztížném stavu.

Téměř veškeré přístrojové a pomocné vybavení je uloženo ve dvou dominantních celcích orbitální sekce - bufetu a pohovce, jak je nazývají sovětští kosmonauti.

Tzv. bufet je situován vlevo od vstupního otvoru (viz kresbu). Je to jakýsi pult s řadou přihrádek, v nichž jsou prostředky osobní hygieny, ručníky, prádlo, ubrousky, holicí strojky, schránky s potravou, spací pytle, třicetilitrová nádrž s pitnou vodou atd. Bufet nese i jednoduchou přístrojovou desku, na níž jsou přepínače palubního osvětlení, signalizace kontroly spoje, vyrovnání tlaků a tlakování průlezu. Uvnitř bufetu je také část systému zabezpečení životních podmínek a převaděč dálkoměru z Apolla. K přední stěně bufetu je upevněn sklápěcí stolek. Na levé stěně orbitální sekce (při pohledu od vstupního otvoru) je dále lékárnička, televizní a filmové kamery, ventilátor, osvětlení a ovládání spojovacího mechanismu. Je zde i držák na televizní kameru, kterou si sebou přinesou američtí kosmonauti, a rozvodná skříňka, do níž si zapojí kabely pro komunikaci s Apollem.

Obr.5) Orbitální sekce Sojuzu (pravá strana)Obr.5) Orbitální sekce Sojuzu (pravá strana):
26 - lampy pracovního osvětlení; 27 - plynový analyzátor; 28 - upevňovací řemen; 29 - prostor pro uložení hadic skafandrů; 30 - schránka na odpadky; 31 - kryt vstupního otvoru; 32 - ochranná mříž (síto) průlezu; 33 - rukojeť zavírání krytu vstupu; 34 - prostor k odkládání příslušenství ASU; 35 - konzola pro upevnění televizní kamery z Apolla; 36 - sklápěcí sedačka; 37 - schránka pro přenosné vybavení; 38 - rozvodná skříň; 39 - okénko; 40 - prostor pro odkládání skafandrů

Pravé straně orbitální sekce vévodí pohovka, na níž kosmonauti odpočívají. Uvnitř pohovky jsou uloženy vysílače UKV radiostanice, zařízení pro regeneraci a čištění atmosféry, a některé části systému orientace a stabilizace. V pohovce je i prostor k odkládání příslušenství hygienického zařízení, hadic skafandrů a vlastních skafandrů. K pohovce jsou připevněny dvě sklápěcí sedačky. Nad pohovkou je zabudován plynový analyzátor, kamery a dvě tělesa palubního osvětlení.

Po obvodu, ve zbývajícím volném prostoru válcové části, jsou ještě schránky na přenosné vybavení a odpadky.

Na přední části orbitální sekce je upevněn, jak už bylo řečeno, slučitelný androgynní obvodový spojovací mechanismus. Vedle něho tu jsou však ještě dvě antény UKV/AM, dvě antény UKV/FM, iontové snímače, vnější televizní kamera užívaná při spojovacím manévru (její osa je shodná s podélnou osou lodě, kamera má dva zorné úhly - úzký a široký) a terč, podle něhož může posádka Apolla při spojování získat informaci o vzájemných úhlech klonění, klopení a bočení obou lodí. Na boku sekce je ještě televizní anténa.

Návratová kabina

je hlavním pracovním místem pro oba členy posádky pří všech motorických manévrech, řízení kosmické lodě, při startu a přistání. Vzhledem k tomu, že má zaručit bezpečný návrat kosmonautů na Zemi, je její konstrukce podstatně tužší než konstrukce orbitální sekce.

Obr.6) Návratová kabina SojuzuObr.6) Návratová kabina Sojuzu:
1 - svítilna; 2 - mikrofon; 3 - držák svítilny; 4 - ovládací panel radiostanic; 5 - ruční ovládání zámků krytu průlezu; 6 - kryt průlezu; 7 - osvětlovací těleso pro televizní přenosy; 8 - panel ovládání a signalizace (KSU); 9 - televizní kamera; 10 - přístrojová deska; 11 - vnější část optického navigačního přístroje; 12 - podpěra sedačky; 13 - přístrojové vybavení; 14 - sedačka kosmonauta; 15 - okénko; 16 - páčka řízení; 17 - přístrojové vybavení

Návratová kabina má zvonovitý tvar, narušený celkem šesti otvory. Ve dvou ze tří menších bočních jsou okénka z žáruvzdorného a žárupevného skla, ve třetím je zabudován optický navigační přístroj. O něco výše jsou dva otvory do padákového prostoru, od kabiny hermeticky izolovaného, kde jsou hlavní a záložní padák. Poslední otvor - na vrcholu kabiny - je průlezový; spojuje návratovou kabinu s orbitální sekcí.

Vnější povrch návratové kabiny je takřka holý, bez vystupujících detailů. Vlastní konstrukce kabiny je totiž pokryta ablativním izolačním materiálem, který ji chrání před účinky silného ohřevu vyvolaného třením v hustých vrstvách atmosféry. Z hladkého povrchu vyčnívá prakticky jen vnější část optického navigačního přístroje, pod úrovní povrchu jsou okénka a u dna šest trysek motorů, jimiž se kabina řídí při návratu na Zemi. Ohřevem nejnamáhanější část kabiny - dno - je opatřena masivním tepelným štítem, který se odhazuje po otevření padáků (jednak proto, aby se snížila hmotnost kabiny, neboť se používá jen jednoho padáku o relativně malém průměru, jednak proto, aby se odkryly trysky prachových motorů pro měkké přistání).

Vnitřní prostor kabiny je funkčně rozdělen na dvě zóny: pracovní a přístrojovou. Přístrojová zóna sahá ode dna kabiny zhruba do úrovně sedaček pro kosmonauty. Jsou v ní agregáty a zařízení systému zabezpečování životních podmínek, automatika řízení sestupu, rádiová aparatura atd. Zbývající část návratové kabiny spadá do pracovní zóny. Sem patří sedačky kosmonautů, prostředky ručního řízení lodě, prostředky indikace a vizuální informace, schránky s potravinami, schránky s vědeckou aparaturou, schránky s havarijními zásobami a kryt průlezu do orbitální sekce.

Obr.7) Vybavení pracovní části návratové kabiny Sojuzu (pohled od tepelného štítu)Obr.7) Vybavení pracovní části návratové kabiny Sojuzu (pohled od tepelného štítu):
1 - osvětlovací těleso pro televizní přenosy; 2 - držák svítilny; 3 - osvětlovací těleso pro televizní přenosy; 4 - prostor v němž bývala třetí sedačka; 5 - ruční ovládání zámků krytu průlezu; 6 - okénko; 7 - osvětlovací těleso pro televizní přenosy; 8 - levý panel ovládání a signalizace (KSU); 9 - televizní kamera; 10 - přístrojová deska; 11 - sedačka velitele-pilota; 12 - padákový prostor; 13 - držák svítilny; 14 - osvětlovací těleso pro televizní přenosy; 15 - sedačka palubního inženýra; 16 - ovládací panel radiostanic; 17 - okénko; 18 - pravý panel ovládání a signalizace (KSU); 19 - osvětlovací těleso pro televizní přenosy; 20 - optický navigační přístroj

Sedačky kosmonautů, zhotovené na míru, jsou upevněny ke kostře kabiny prostřednictvím amortizátorů, které mají tlumit náraz v případě selhání motorů měkkého přistání. Do konstrukce sedaček je zabudována část rádiové aparatury s konektory, do nichž kosmonauti zasouvají kabely svých mikrofonů. Na bocích sedačky velitele-pilota jsou páčky ručního řízení lodě; vpravo od velitele je sedačka palubního inženýra (vlevo od velitele, na místě kde dříve bývala třetí sedačka, jsou systémy zabudované dodatečně po zavedení skafandrů). Vzhledem ke sklonu, který sedačky mají, jsou účinky přetížení, působícího na kosmonauty při startu a přistání, přijatelné.

Přímo před sedačkami kosmonautů je přístrojová deska s letovými a navigačními přístroji, signalizátory, indikátorem kontroly programů, blokem číselné informace, matnicí optického navigačního přístroje, tlačítky ovládání hlavního a záložního korekčního motoru a některými regulátory. Vlevo a vpravo od přístrojové desky jsou tzv. panely ovládání a signalizace (KSU). Nad okénkem po boku sedačky palubního inženýra je ještě upevněn ovládací panel rádiového vybavení. Vnitřní stěny kabiny jsou pokryty dekoračním, tepelně izolujícím materiálem. Vedle ventilátoru a osvětlovacích těles je zde dále televizní kamera se zorným úhlem 75° a celá řada různých ovládacích prvků (podrobnější popis palubní desky a panelů ovládání a signalizace viz odstavec “Přístrojová deska" a “Řízení lodě").

Přístrojová sekce

Obr.10) Pohled na dno přístrojové sekce SojuzuObr.10) Pohled na dno přístrojové sekce Sojuzu ukazuje rozložení trysek obou hlavních motorů, čtyř trysek pro translační manévry a dvou otvorů pro odvod odpadních plynů od turbočerpadla (foto)

Poslední hlavní celek Sojuzu - válcová přístrojová sekce - je konstrukčně rovněž rozdělena na tři části: přechodovou, přístrojovou a pohonnou. V prostoru přechodové části, prakticky těžišti lodě, je umístěna většina motorků systému stabilizace a orientace a kulové láhve se stlačeným plynem na tlakování nádrží s palivem pro ně. Přístrojová část obsahuje veškeré vybavení, které musí být hermeticky uzavřeno: rádiovou a telemetrickou aparaturu, přístroje systému stabilizace a orientace, elektrický a termoregulační systém. Hlavní a záložní raketový motor spolu s nádržemi pohonných hmot, další sadou motorků systému stabilizace a orientace, akumulátory a primárním kapalinovým okruhem systému tepelné regulace spadají do části pohonné. Zčásti příhradová, zčásti samonosná (nádrže pohonných hmot, hermetická schránka s přístroji) konstrukce přístrojové sekce je překryta pláštěm z lehkých slitin.

Při pohledu na přístrojovou sekci jsou dominujícím prvkem bezesporu dva panely slunečních baterií k ní připevněné. Na jejich koncích jsou antény pro spojení na KV a UKV, na levé straně pak ještě červené, na pravé straně zelené poziční světlo (další dvě bílá poziční světla jsou v přední a zadní části lodě). K usnadnění setkávací a spojovací operace jsou na spodní a horní straně pláště orbitální sekce (posuzováno podle sedících kosmonautů) světelné zábleskové majáky viditelné v kosmu na 50 km. Vedle horního majáku je zabudován snímač sluneční orientace, poblíž spodního čidla pro určování místní infračervené vertikály. Součástí pláště sekce jsou dva radiátory termoregulačního systému. Menší z nich se nachází nad přechodovou, větší nad pohonnou částí. Aby byl výčet vnějších prvků úplný, je třeba doplnit ještě další antény pro spojení na UKV a KV, anténu telemetrie a iontové snímače, které jsou upevněny na dnové části přístrojové sekce.

Systém zabezpečení životních podmínek

Obr.9) Sojuz - Schéma systému zabezpečení životních podmínekObr.9) Sojuz - Schéma systému zabezpečení životních podmínek:
1 - ohřívač potravy v tubách; 2 - autonomní pohlcovač kysličníku uhličitého; 3 - regenerační zařízení; 4 - regulátor přívodu vzduchu k regeneračnímu zařízení a pohlcovačům kysličníku uhličitého; 5 - ruční čerpadlo; 6 - nádrže odpadní vody (kondenzátu); 7 - tepelný výměník ( chladicí a sušicí blok ); 8 - orbitální sekce; 9 - tepelný výměník (chladicí a sušicí blok); 10 – nádrž odpadní vody (kondenzátu); 11 – návratová kabina; 12 - tepelný výměník; 13 – tepelný výměník; 14 – regulátor průtoku kapaliny; 15 - radiátor; 16 - tepelný výměník; 17 – ruční čerpadlo; 18 – regenerační zařízení; 19 - regulátor tlaku; 20 - přístrojová sekce

Obytné celky Sojuzu, tj. orbitální sekce a návratová kabina, obnášejí celkem asi 10 m3. Zde se za normálních okolností udržuje teplota vzduchu v rozmezí 15-20 °C, parciální tlak vodních par 0,80-2,13 kPa (6-16 Torr), tlak kyslíkodusíkové atmosféry od 88 kPa (660 Torr) do 115 kPa (860 Torr), při parciálním tlaku kyslíku 21 kPa (160 Torr) až 36 kPa (270 Torr). Parciální tlak kysličníku uhličitého smí dosahovat maximálně 1,33 kPa (10 Torr). Pro společný let je však výhodné (s ohledem na zkrácení doby potřebné k připravení organismu kosmonautů na přechod ze směsné atmosféry o vyšším tlaku do čistě kyslíkové atmosféry o nižším tlaku) snížit po dobu spojení obou lodí tlak v Sojuzu na 65 kPa (490 Torr) až 73 kPa (550 Torr) při parciálním tlaku kyslíku od 19 kPa (140 Torr) do 29 kPa (220 Torr).

Původní systém zabezpečení životních podmínek kosmické lodě sestává ze tří hlavních částí: systému regenerace vzduchu, systému tepelné regulace a systému tlakové regulace. Dodatečně byl zařazen ještě oběhový systém skafandrů, který však na schematické kresbě není zachycen.

Regenerační systém pracuje jednak na principu chemických absorbérů (s hydroxidem lithným) pohlcujících kysličník uhličitý, jednak na principu aktivních látek (nejspíše peroxid barnatý), které vracejí do oběhu tolik kyslíku, kolik kysličníku uhličitého a vodních par do sebe vstřebaly. Patrony s oběma typy aktivních látek jsou uloženy v samostatných větvích regeneračního bloku, kam se vzduch vhání dmychadlem. Podle hodnoty absolutního tlaku atmosféry (či parciálního tlaku kyslíku), množství kysličníku uhličitého a ostatních parametrů atmosféry, kontrolovaných průběžně plynovým analyzátorem, přepouští rozdělovací ventil tento vzduch do jedné či druhé větve a tím současně řídí i rychlost pohlcování kysličníku uhličitého, respektive rychlost uvolňování kyslíku. Vzduch vycházející z regeneračního bloku prochází pak ještě filtry, v nichž se zbavuje prachu a škodlivých příměsí.

Za letu po oběžné dráze zabezpečuje regeneraci v obytných prostorách lodě, včetně dodržování stanoveného tlaku a složení, hlavní blok regeneračního systému, umístěný v orbitální sekci. Při startu a přistání pracuje blok instalovaný v návratové kabině. Vedle těchto dvou základních bloků jsou v orbitální sekci i návratové kabině ještě malé autonomní pohlcovače kysličníku uhličitého s vlastními dmychadly, a v orbitální sekci navíc i autonomní regenerační blok s dmychadlem.

Systém tepelné regulace, který udržuje v obou částech kabiny přijatelnou teplotu a vlhkost vzduchu, je řešen dvěma kapalinovými okruhy, dvěma chladicími a sušicími bloky a několika tepelnými výměníky. Chladicí médium primárního okruhu (směs 60 % gylokolu a 40 % vody), ochlazované cirkulací v radiátorech na povrchu přístrojové sekce, proudí do tepelných výměníků, v nichž ochlazuje kapalinu sekundárního okruhu (40% glykolu a 60 % vody). Zchlazená kapalina sekundárního okruhu se čerpadly žene do dvou chladicích a sušicích bloků v orbitální sekci a návratové kabině, a mimo to ještě do tepelného výměníku v hermetické části přístrojové sekce. V závislosti na teplotě v prostorách kabiny i uzavřené části přístrojové sekce se pak v těchto blocích a výměníku nuceným oběhem obstarávaným ventilátory upravuje vlastní teplota vzduchu (nebo jiného plynu v případě přístrojové sekce). Při tomto procesu dochází ve zmíněných dvou blocích ke kondenzaci vodních par, produkovaných při životních funkcích kosmonautů. Zkondenzovanou vodu pohlcuje speciální látka a odvádí ji do sběrače, odkud ji čas od času kosmonauti ručním čerpadlem přečerpávají do nádržek na odpadní vodu.

Pokud by došlo k porušení těsnosti některého z kapalinových okruhů, musí kosmická loď maximálně po čtyřech hodinách od zjištění závady přistát.

Systém tlakové regulace bdí zejména nad tím, aby tlak v kabině nepřesáhl povolenou hranici. Jeho hlavními celky jsou signalizátor absolutního tlaku a regulátor. Jestliže signalizátor - v podstatě vlnovec a membrána - zaregistruje zvýšení tlaku v kabině, uvede do činnosti regulátor. Ten otevře ventil, jímž se vzduch odpustí do volného prostoru. Poklesne-li tlak na předepsanou hranici, ventil se opět uzavře.

Indikace činnosti jednotlivých častí systému, jakož i číselné hodnoty nejdůležitějších parametrů, jsou vyvedeny na přístrojovou desku v návratové kabině.

Systém zásobování elektrickou energií

Hlavním zdrojem elektrického proudu jsou na Sojuzu dva třídílné panely slunečních baterií o ploše 10 m2, doplňkovým pak akumulátory. Součástí systému jsou dále měniče proudu a blok komutace a řízení. Panely slunečních baterií svým výkonem zhruba 700 W stačí pokrýt spotřebu přístrojů; přebytku výkonu se využívá k dobíjení akumulátorů, které zásobují loď při letu nad neosvětlenou stranou Země a návratovou kabinu při startu a přistání. Napětí v síti je 27 V stejnoměrného proudu.

Stabilizační u pohonný systém

Výkonnými prvky systému stabilizace a orientace jsou raketové motorky o malém tahu, rozmístěné převážně v prostoru přístrojové sekce. Hlavní systém tvoři 14 motorků o tahu po 100 N (10 kp) pro translační manévry, 8 motorku s tahem po 10 N (1 kp) pro orientaci (nepočítaje 8 motorků na návratové kabině, z nichž každý má 100 N tahu a kterých se používá výhradně při přistání). Záložní systém, zapojovaný pouze ve spojení se záložním korekčním motorem, má k dispozici 4 motorky o tahu po 100 N (10 kp) pro translační manévry a 4 motorky dávající tah po 10 N (1 kp) pro orientaci a rotaci. Oba systémy pracují s jednosložkovým palivem - peroxidem vodíku s tlakovou dodávkou PH. Povely k zapínání potřebných motorků vydává automatika, či při ručním řízení přímo pilot lodě pohybem dvou páček řízení po bocích jeho sedačky (viz odstavec “Řízení kosmické lodě"). Při manévrování se motorky nezapínají v páru, ale vždy jen jednotlivě, což vedle vlastního manévru vyvolává ještě posun lodě. Motorky nelze samostatně vyblokovat, a tak dojde-li např., k zaseknutí některého z palivových ventilů v otevřené poloze, je nutné vyřadit z činnosti vždy celý systém.

K velkým změnám rychlosti v podélné ose (změnám dráhy, korekci) slouží hlavní a záložní raketový motor, jejichž trysky ústí do dna přístrojové sekce. Hlavní motor o tahu 4090 N (417 kp) má trysku v podélné ose lodě, záložní o tahu 4030 N (411 kp), byť je stejně jako hlavní motor jednokomorový, má své dvě trysky po bocích trysky motoru hlavního. Toto uspořádání poněkud snižuje tah záložního motoru. Hypergolické dvousložkové pohonné hmoty pro oba motory - kyselina dusičná a hydrazin - jsou uskladněny ve společných nádržích: dvou na kyselinu dusičnou a dvou na hydrazin. Nádrže nejsou tlakované, dodávku pohonných hmot do spalovacích komor obou motorů zajišťuje turbočerpadlo poháněné rozkladem peroxidu vodíku; výstupy par od turbíny čerpadla jsou rovněž po bocích trysky hlavního motoru.

Zažehování hlavního i záložního raketového motoru, stejně jako jejich vypínání, se řídí automatikou. Kosmonauti sledují podle stopek a indikátoru kontroly programů (viz odstavec “Přístrojová deska") pouze činnost a délku hoření. V případě, že třeba po brzdění před návratem automatika motor nevypne, nechají jej kosmonauti hořet o 15 s (při jiných manévrech o 5 s) déle a pak jej vypnou ručním ovládáním. Číslicový ukazatel hoření motorů palubní deska neobsahuje; z bloku číselné informace (viz odstavec “Přístrojová deska") je možné odečítat jen změnu rychlosti v podélné ose lodě.

Přístrojová deska

Obr.12) Přístrojová deska a povelové a signalizační panely Sojuzu (levá část)Obr.12) Přístrojová deska a povelové a signalizační panely Sojuzu:
1 - ovládání teploty (nahoře) a vlhkosti vzduchu (dole) v obytných prostorách lodě; 2 - tlačítko kontroly signalizace panelu KSU; 3 - tlačítka pro vypínaní a zapínání dynamických a hrdelních mikrofonů; 4 - regulátory hlasitostí KV a UKV radiostanic; 5 - tlačítka pro řízení podprogramů a systémů; 6 - světelná signalizace KSU; 7 - tlačítka volby podprogramů; 8 - kombinovaný voltmetr a ampérmetr (INT); 9 - navigační přístroj “Globus” (INK); 10 - kombinovaný ukazatel tlaku, teploty a vlhkosti vzduchu v orbitální sekci, návratové kabině a klimatizované části přístrojové sekce (ITD); 11 - palubní hodiny (BCK); 12 - eloktroluminiscenční signalizátor (ELS); 13 - tlačítka ovládání povelových a signalizačních panelů a hlavního a záložního raketového motoru; 14 - regulace intenzity pracovního osvětlení a hlasitosti rádiového spojení; 15 - kombinovaný ukazatel tlaku v nádržích s palivem pro hlavní a záložní systém orientace a stabilizace a tlaku plynu pro jejich tlakování; 16 - kombinovaný elektronický indikátor (KEI); 17 - indikátor kontroly programů (IKP); 18 - matnice optického navigačního přístroje (VSK); 19 - blok číselné informace

Obr.12) Přístrojová deska a povelové a signalizační panely Sojuzu (pravá část)Hlavní letové a navigační přístroje se signalizátory a ovládacími prvky systémů kosmické lodě jsou umístěny na centrální přístrojové desce a dvou bočních povelových a signalizačních panelech (KSU-L a KSU-P), umístěných v návratové kabině kosmické lodě.

Centrální přístrojová deska je jednoduchá, obsahuje z převážné části různé ukazatele a signalizátory uspořádané do dvou řad. Nejdůležitější z nich - elektroluminiscenční signalizátor ELS - je umístěn v horní řadě vlevo od středu přístrojové desky (viz kresba). Informuje kosmonauty podle závažnosti sdělení rozsvěcováním různobarevných nápisů a případně zvukovými signály o 36 závažných událostech, činnosti důležitých systémů, chodu raketových motorů. Okénka běžných oznámení, např. rádiové relace, svítí zelenomodře, výstrahy jsou oznamovány žlutými nápisy a zvukovým signálem. Pro nejvyšší stupeň nebezpečí. jakým je havárie nosné rakety, porušení hermetičnosti orbitální sekce atd., je vyhrazena červená barva a dvoutónový zvukový signál.

Vlevo od elektroluminiscenčního signalizátoru se nachází navigační přístroj (INK), zvaný “Globus". Podle jeho mechanické části - otáčející se miniaturní zeměkoule - kosmonauti určují polohu lodě nad zemským povrchem. Vedle toho zde mohou tutéž informaci odečíst vyjádřenou číselně v zeměpisných souřadnicích, odečítat číselné údaje o počtu oběhů, oběžné době, době, která zbývá do vstupu do stínu Země či výstupu z něj atd. Podle “Globusu" mohou kosmonauti zjistit, v jakém místě budou přistávat, je-li vydán povel k návratu.

Vpravo od elektroluminiscenčního signalizátoru je kombinovaný elektronický indikátor (KEI). Tohoto univerzálního přístroje může být podle volby kosmonautů použito jako televizní obrazovky, na niž se přenáší obraz snímaný vnější televizní kamerou, či stínítka, na němž se zobrazují parametry některých systémů, nebo světelný signál od iontových snímačů.

Dalším důležitým ukazatelem na pravé části přístrojové desky je indikátor kontroly programů (IKP). Podle zvoleného programu z bubnové paměti se na jeho stínítko promítá sled úkonů tohoto programu a pohybující se šipka označuje, která fáze programu právě probíhá. V případě správného postupu zde svítí ještě zelená kontrolka. Indikátor má uprostřed časovou stupnici, takže kosmonauti mohou kontrolovat i čas plnění jednotlivých úkonů.

Posledním přístrojem vpravo je blok číselné informace, podle něhož mohou kosmonauti stanovit přírůstek rychlosti v podélné ose lodě při manévrování, ručně nastavit vstupní hodnoty pro činnost systému orientace, kontrolovat zásoby paliva pro hlavní korekční motor.

Obr.11) Přístrojová deska simulátoru Sojuzu (pravěpodobněji ale simulátoru Zondu)Obr.11) Přístrojová deska simulátoru Sojuzu, v němž na snímku nacvičuje V. Kubasov, se diametrálně liší od desky popisované v tomto článku. Není vyloučeno, že právě takto bude uspořádána přístrojová deska Sojuzu pro společný let, a že přístrojové desky tohoto typu budou instalovány ve zdokonalených verzích Sojuzů [tento původní text z článku v L+K je ale třeba doplnit o informaci, že ve skutečnosti se pravděpodobně jedná o kabinu Zond-Sojuz
(model 7K-L1) z utajovaného ruského lunárního programu, jejíž foto tehdy zřejmě
uniklo neznalým cenzorům a zaměnili jej za nový simulátor Sojuzu - viz. doplněk o rozdílech přístrojových desek kabin Zond a Sojuz]

Ve spodní řadě přístrojů jsou převážně ručkové ukazatele (výjimkou jsou tlačítka ovládání povelových a signalizačních panelů, zapínání gyroskopů, ovládání hlavního a pod červeným krytem záložního raketového motoru, umístěná přímo uprostřed desky). Prvním ukazatelem zcela vlevo je kombinovaný voltmetr a ampérmetr (INT), jehož přepínačem je možné volit měření intenzity proudu či napětí v síti. Kombinovaný ukazatel tlaku (ITD - druhý přístroj zleva) má dva třípolohové přepínače, jimiž se zapínají měřicí prvky v návratové kabině, orbitální a přístrojové sekci. Třetím přístrojem spodní řady jsou palubní hodiny (BCK) s příslušným ovládáním. Posledním v této řadě je kombinovaný ukazatel tlaku v nádržích s palivem pro hlavní a záložní motor, s přepínači umožňujícími měření tlaku plynu pro jejich tlakování.

Součástí přístrojové desky je matnice optického navigačního přístroje (VSK), velmi významného pro ruční řízení lodě. Tento přístroj má dvojí zorné pole. Centrální, s úhlem 15°, se promítá na matnici o průměru asi 150 mm, která je opatřena souřadnou sítí, doplněnou po obvodu stupnicí. Podle směru pohybu zemského povrchu mohou kosmonauti na matnici přímo odečítat bočení lodě. Kolem této kruhové matnice je pravidelně rozmístěno osm oválných otvorů (šířka asi 12 mm) okrajového zorného pole (úhel 180°), v nichž se zobrazuje zemský horizont. Podle jeho polohy v okénkách se určuje klopení a klonění lodě.

Levý i pravý panel povelů a signalizace (KSU-L a P) jsou zcela totožné a kosmonauti při řízení kosmické lodě mohou používat libovolný z nich. Nejdůležitějším prvkem těchto panelů je bubnová paměť, v níž jsou zaznamenány programy či sledy úkonů, jimiž se řídí činnost jednotlivých systémů kosmické lodě (třeba jen zapnutí klimatizace) i kosmická loď samotná (při automatickém návratu na Zemi). Vyvolání programů může být za letu zajišťováno povelem z řídicího střediska, nebo přímo kosmonauty pomocí voliče na spodní stěně panelu. Tlačítky na čelní stěně je pak možné zapínat či vypínat jednotlivé podprogramy. Každé tlačítko podprogramu má vlastní signalizaci. Sled jednotlivých operací v rámci programu není možné ovlivňovat, do jisté míry muže být pozměněna jen délka trvání některého úkonu (např. hoření motoru). O průběhu zvoleného programu dává informaci indikátor kontroly programů.

Řízení lodě

Let Sojuzu probíhá z větší části v automatickém režimu. Povely výkonným orgánům - motorkům systému orientace a stabilizace - se vydávají z programů, uložených v bubnové paměti; poloha lodě se určuje podle signálů z iontových čidel, čidla Slunce a čidla určujícího místní infračervenou vertikálu. Loď není po celý let stabilizována podél všech tří os. Po valnou část letu se loď stabilizuje pomalou rotací, vesměs podél osy kolmé na rovinu panelů slunečních baterií (u Sojuzu 9 to bylo například 90 % celkové doby letu).

Obr.14) Sojuz - Pohled na vnější část optického navigačního přístroje (Snímek J.Kroulík)Obr.14) Sojuz - Pohled na vnější část optického navigačního přístroje (Snímek J.Kroulík)

Před každým manévrem či předepsanou orientací se proto loď musí stabilizovat a zorientovat. Pak se zapnou gyroskopy (po jednom pevném gyroskopu v každé ose) a podle signálů od nich automatika udržuje prostřednictvím motorků systému stabilizace a orientace zvolenou polohu lodě. Přesná orientace je potřebná především pro korekční manévry a k některým vědeckým pokusům.

Po stisknutí příslušného tlačítka na přístrojové desce mohou kosmonauti voliči na levém či pravém povelovém a signalizačním panelu vyvolávat z bubnové paměti potřebný program ručně. Jeho průběh pak kontrolují na indikátoru kontroly programů, přičemž mohou některé povely vydávané automatikou ručně zdvojovat. Jestliže je z jakýchkoli důvodů třeba přejít na čistě ruční řízení lodě, ujímá se jej po odblokování ručního řízení pilot lodě. Ten má na postranních opěradlech své sedačky dvě malé páčky řízení. Levou se ovládají translační pohyby lodě. Vedle této páčky je ještě přepínač, jímž je možné volit rychlost rotace - 0,5° /s a 3° /s. Pravou páčkou se může loď řídit ve všech třech osách.

Při ručním řízení lodě sleduje pilot matnici optického navigačního přístroje a pohybem pravé páčky se nejprve snaží v osmi okénkách okrajového zorného pole srovnat symetricky horizont Země. V okamžiku, kdy se mu to podaří, je loď orientována poděl dvou os do místní vertikály. V některých případech je taková orientace dostatečná, avšak pro korekce a návratovou operaci je třeba loď ještě zorientovat do správného směru. Podle charakteru manévru - zrychlení či zbrzdění - se povrch musí pohybovat přesně podél čar souřadné sítě shora dolů nebo zdola nahoru. (Informaci o poloze lodě vzhledem ke směru letu je možné navíc získat i od iontových čidel.) Teprve pak je loď orientována ve všech třech osách, její poloha se zafixuje zapnutím gyroskopů a je možné zažehnout hlavní raketový motor. Hlavní nevýhodou použití optického navigačního přístroje je omezená použitelnost - na neosvětlené straně se na orientaci podle něho nedá spoléhat. V případě selhání automatického systému řízení musí mít kosmonauti proto minimálně osm minut denního světla pro orientaci lodě ve všech třech osách.

Přistávací zařízení

Při normálním návratu atmosférou se využívá aerodynamického vztlaku, v havarijních případech je možné přistávat po balistické křivce. Průběh celého přistání řídí automat podle předem zadaného programu. V případě selhání automatiky mohou loď při návratu řídit kosmonauti.

Obr.13) Spodní strana návratové kabiny lodě Sojuz po odhození tepelného štítuObr.13) Spodní strana návratové kabiny lodě Sojuz po odhození tepelného štítu:
A - prachové motory měkkého přistání; B - anglicko-ruské nápisy pro případ přistání mimo přistávací oblast; C - kreslený návod na otevření kabiny

Systém řízeného přistání (ASP) se zapíná po rozdělení lodě. Od tohoto okamžiku se podle potřeby zapínají některé z osmi malých motorků o tahu 100 N (10 kp), z nichž šest je umístěno kolem dna návratové kabiny, dva pak přibližně ve dvou třetinách výšky kabiny. Jakmile dosáhne přetížení 0,04 g, rozsvítí se na elektroluminiscenčním signalizátoru nápis ATMOSFÉRA. Tímto okamžikem počínaje začíná automat srovnávat křivku skutečné dráhy s křivkou vybranou pro sestup a snaží se prostřednictvím výkonných orgánů - motorků, aby obě splývaly.

Vzhledem k tomu, že střed působení aerodynamických sil na dno kabiny leží mimo těžiště, dociluje se natáčením kabiny kolem podélné osy, případně změnou příčného sklonu, zkrácení či prodloužení doletu a stranových odchylek od osy letu. To vedle přesné volby místa přistání umožnilo snížit přetížení působící na kosmonauty v průběhu přistání na hodnotu 3 - 4 g.

Padákový systém je umístěn ve speciálním kontejneru, jehož kryt se odhazuje ve výšce kolem 7000 metrů. Potom se vymrští výtažný padák. Ten z kontejneru vytáhne brzdicí padák, který sníží rychlost klesání na hodnotu, v níž je možné otevřít hlavní padák. V případě poškození některého z padáků hlavního systému se otevírají padáky záložního systému.

V určité výšce nad povrchem Země se odhazuje tepelný štít a současně s tím dochází k symetrickému převěšení padáku a uvolnění amortizátorů sedaček. Odhozením tepelného krytu se odkryjí čtyři prachové motory měkkého přistání (do dna ústí dvacet trysek každého z nich), které se zažehují 2 m nad zemí. Jejich chod sníží rychlost klesání z 9,15 m/s na 1 m/s v okamžiku doteku se zemí.

KOSMICKÁ LOĎ APOLLO

Pro potřeby společného sovětsko-amerického pilotovaného kosmického letu dal Národní úřad pro letectví a kosmický prostor (NASA) firmě Rockwell International, Space Division v Downey, CA, příkaz, aby překonstruovala dvě velitelské a pomocné sekce kosmických lodí Apollo (výr. č. 111 a 119) typu J, původně určených k lunárním expedicím, ze kterých z finančních důvodů sešlo. Obě dvě lodě se nacházely v různém stavu rozpracovanosti, takže požadavky na modifikace, nutné pro společný let, se daly snadno splnit. Také adaptéry SLA, pro připojení kosmické lodě k nosné raketě, byly prakticky k dispozici; na rozdíl od měsíčních expedic budou v sobě ukrývat přechodový modul DM, jedinou součást, kterou bylo nutno v průběhu krátké doby dvou let navrhnout a postavit.

Konstrukce velitelské sekce

Obr.1) Základní rozměry a vzhled velitelské sekce CM transportní lodě ApolloObr.1) Základní rozměry a vzhled velitelské sekce CM transportní lodě Apollo:
1 - spojovací zařízení typu Apollo; 2 - aerodynamický kryt; 3 - trysky systému orientace CM-RCS; 4 - výfuk páry z výparníku; 5 - výpust odpadní vody; 6 - trysky systému orientace CM-RCS; 7 - ventilační otvor (jen v aerodynamickém krytu); 8 - trysky systému orientace CM-RCS; 9 - objektivy optických navigačních přístrojů; 10 - boční okno; 11 - průlez s oknem; 12 - setkávací okénko; 13 - lůžka pro usazení záchranné věže; 14 - trysky systému orientace CM-RCS; 15 - kryt kabeláže a potrubí spojujících velitelskou a pomocnou sekci

Velitelská sekce CM (Command Module) má v podstatě tvar nízkého kužele (viz. obr.1). Z konstrukčního hlediska je tvořena dvěma nezávislými, do sebe vloženými trupy. Vnější z nich - obvykle nazývaný tepelný štít - je zhotoven z voštinových desek o tloušťce 15 až 63 mm, svařených z plechů z nerezové oceli o tloušťce 0,2 až 1 mm. Štít sestává ze tří montážních prvků. Na spodní straně lodě je vypuklé dno ve tvaru kulového vrchlíku s vnitřním poloměrem křivosti 4486 mm, na okrajích zaobleně zvednuté, takže plynule navazuje na další část štítu, kuželovitou ochranu bočních stěn kabiny. Tato část končí 2103 mm nade dnem kabiny. Nad ní je poslední úsek štítu ve tvaru pláště komolého kužele o výšce 584 mm, kryjící padákový prostor.

Na základní ocelovou konstrukci tepelného štítu je přilepena polyamidová voština, jejíž buňky jsou zaplněny vlastním ablativním materiálem AVCOAT 5026-39, vyrobeném na bázi epoxydových pryskyřic, plněných skelnými vlákny pro zvýšení mechanické pevnosti a mikroobaly (mikroskopické duté kuličky z plastické hmoty) s těkavou kapalinou, zvyšující účinnost ablačního procesu. Ablační vrstva je k ocelovému nosnému podkladu přilepena syntetickou fenolplastovou pryskyřicí. Její tloušťka kolísá mezi 8 až 44 mm; nejsilnější je na dně poblíže náběžné hrany (u osy + Z); proto dno není symetrické vzhledem k podélné ose lodi (osa X). Odchylka činí 0,175° směrem k ose + Z. Vnější poloměr křivosti ablační vrstvy činí přibližně 4595 mm, maximální průměr 3949 mm. Poloměr zakřivení mezi sférickým dnem a kuželovou částí obnáší 200 mm.

Poblíže osy + Z vystupuje z jednolitého povrchu tepelného štítu kryt kabeláže a potrubí, propojujících systémy velitelské a pomocné sekce. Je 290 mm široký a jeho síla kolísá mezi 70 mm na horním a 100 mm na spodním konci.

Ve sférickém dně jsou zamontovány tři ploché nosníky, procházející ablační vrstvou, které pevně spojují velitelskou sekci s pomocnou. Z protilehlých stran jsou k nim připojeny lineární kumulativní nálože, po dvou ke každému nosníku, jejichž úlohou je ocelový nosník přepálit v okamžiku odhození pomocné sekce. Každá nálož z dvojice je ovládána nezávislým pyrotechnickým systémem (A a B). Symetricky mezi spojovacími nosníky jsou umístěna lůžka pro další tři podpěry, pomáhající přenášet váhu velitelské sekce na strukturu SM.

Boční komolá kuželová část pláště lodi má vrcholový úhel 32,53° (vrchol kužele by ležel ve výši 3635 mm nad dnem CM). V jejích stěnách je řada otvorů. Kromě pěti oken a průlezu pro posádku zde ústí otvory ventilace atmosféry, výfuk vodních par z chladicího výparníku, otvor pro vypouštění odpadní vody, otvory pro optické navigační přístroje a ústí trysek systému orientace (CM-RCS).

V horní části krytu jsou zahloubeny čtyři otvory, ve kterých je zakotvena příhradová nosná konstrukce záchranné věže (LES).

Protože ablační materiál je sám o sobě poměrně tmavé barvy, je na jeho povrchu nalepena tenká fólie pohliníkované umělé hmoty, jejímž hlavním úkolem je chránit velitelskou sekci před přímým vlivem slunečního tepla.

Obr.2) Normální odhození záchranné věže a aerodynamického krytu lodě ApolloObr.2) Normální odhození záchranné věže a aerodynamického krytu lodě Apollo

V průběhu startu je celý vnější povrch lodi kryt zvláštním kuželovým, nahoře zaobleným (poloměr křivosti 230 mm) aerodynamickým krytem, pevně spojeným se záchrannou věží. Jeho úkolem je jednak chránit citlivý ablační kryt před účinky aerodynamického ohřevu a dále zabránit jeho poškození účinky spalných plynů při odhazování záchranné věže (viz. obr.2). Totéž platí i pro ochranu oken kosmické lodě a objektivů optických přístrojů.

K vnějšímu ocelovému trupu lodě je pomocí sklolaminátových nosníků - tento materiál byl volen proto, aby se snížil přenos tepla na minimum — připojen vnitřní trup, zhotovený z hliníkové voštiny o tloušťce 7 až 38 mm, z obou stran potažené hliníkovým plechem o tloušťce 0,25 až 2,3 mm. Tato hermeticky uzavřená kabina o vnitřním objemu 6,1 m3 obsahuje většinu přístrojového vybavení a tři křesla pro členy posádky (viz. obr.4). Její spodní část je prakticky válcová; tím vzniká mezi vnějším ocelovým pláštěm a kabinou volný prostor, ve kterém jsou umístěny nádrže orientačního systému CM-RCS a nádrže pitné a odpadní vody. V její horní části je umístěn průlezný komín o vnitřním průměru 736 mm, uzavřený poklopem. V přední části tunelu je namontováno standardní spojovací zařízení typu Apollo [podrobný popis viz L+K 49 (15) 575 (1973)]. V přírubě, nesoucí toto spojovací zařízení, je umístěna kumulativní nálož, která po skončení mise odstřelí již nepotřebné spojovací zařízení i s připojeným přechodovým modulem DM.

V těch místech, kde vnější trup prakticky sleduje obrysy vnitřní přetlakové kabiny, je mezera pro lepší tepelnou izolaci vyplněna dvěma vrstvami křemenných vláken.

V prostoru mezi kónickým horním krytem a průlezným tunelem je prostor využit na uložení padáků a pomocných balónových plováků.

V zadní části hermetické kabiny (ve směru osy +Z) jsou umístěny elektronické přístroje a část úložných prostorů. Dominují jí okuláry optických navigačních přístrojů. Na strop kabiny je čtyřmi amortizačními tyčemi (X-X) zavěšen rám se třemi křesly. Zespodu je podpírán dvěma dalšími amortizátory (Z-Z) a proti příčnému posunu je zajištěn dvěma nárazníky (Y-Y), umístěnými na bocích vnějších křesel. Konstrukce amortizátorů zajištuje bezpečnost posádky při nárazovém zrychlení ax = ± 30g, ay = ± 15ga az = ± 18 g. Tlumení nárazu je dosahováno třením spirály, vložené do mezery mezi vnitřní a vnější trubkou, tvořícími nosnou konstrukci amortizátorů. Aby při běžné práci kosmonautů v průběhu letu nedocházelo k samovolnému prodlužování amortizátorů X-X, jsou mechanicky zajištěny proti posouvání a posádka je ručně odjišťuje v závěrečné fázi přistávání, za letu na hlavních padácích.

Protože při dopadu na vodu dosahuje přetížení podle okolností hodnot 12 g až 40g, je část energie dopadu absorbována též deformací spodní hrany kabiny, která naráží na vodu pod úhlem přibližně 27,5°. Kombinací obou technik se absorbuje 75 až 90 % energie nárazu.

Obr.4) Apollo - Schéma zavěšení křeselObr.4) Apollo - Schéma zavěšení křesel:
1 - amortizátory Z-Z; 2 - páka ovládání průlezu; 3 - přední amortizátory X-X (2 kusy); 4 - řídicí páka orientace; 5 - hlavní ovládací panel; 6 - zadní amortizátory X-X (2 kusy); 7 - prostor umístění elektroniky; 8 - řídicí páka translace

Vlastní křesla jsou zhotovena z ocelového rámu, potaženého skelnou látkou Beta, laminovanou teflonem (Armalon). Na rozdíl od kosmických lodí první generace již nejsou lehátka tvarována podle těla kosmonautů. Podpěrka hlavy je ocelová, s teflonovou výstelkou. Nožní opěrky, stejně tak jako postranní opěradla, se dají nastavit do různých poloh. Na koncích postranních opěradel jsou umístěny řídicí páky; po levici levého sedadla páka ovládající translační pohyby, po obou stranách prostředního sedadla páky ovládající orientaci lodi v prostoru.

Konstrukce pomocné sekce

Základním montážním prvkem pomocné sekce SM (Service Module) je velká kruhová deska o průměru 3900 mm z hliníkové voštiny o tloušťce přibližně 200 mm (včetně plátování hliníkovým plechem), která tvoří dno sekce. V jejím středu je kruhový otvor o průměru 1400 mm, v němž je zakotvena pomocí výkyvných závěsů spalovací komora hlavního motoru SPS. Čtyři menší kruhové otvory po jeho stranách slouží jako lůžka pro usazení nádrží s pohonnými hmotami. Ze středního otvoru se tyčí válec o stejném průměru, nesoucí na svém horním konci další voštinovou desku (o síle přibližně 100 mm), tvořící horní podstavu základní části pomocné sekce o délce 3937 mm (viz obr. 3). Boky pomocné sekce jsou pokryty hliníkovými voštinovými deskami o tloušťce 25,4 mm, z nichž část je snímatelná, aby v průběhu předstartovních příprav byl volný přístup k systémům pomocné sekce.

Obr.3) Základní rozměry a vzhled pomocné sekce SM transportní lodě ApolloObr.3) Základní rozměry a vzhled pomocné sekce SM transportní lodě Apollo:
1 - radiátory energetického systému; 2 - trysky systému orientace SM-RCS; 3 - všesměrová anténa; 4 - radiátory klimatizačního systému; 5 - tryska hlavního motoru SPS; 6 - zelené poziční světlo; 7 - červené poziční světlo; 8 - sektor I (vědecké přístroje, náhradní baterie); 9 - sektor II; 10 - zásobní nádrž okysličovadla (sektor III); 11 - energetický systém (sektor IV); 12 - směrová anténa; 13 - sektor V; 14 - zásobní nádrž paliva (sektor VI); 15 - středový sektor (nádrž hélia, ovládací prvky motoru SPS a spalovací komora SPS)

Prostor mezi středovým válcem a vnějším pláštěm SM je rozdělen šesti hliníkovými příčkami do šesti sektorů. Tyto příčky jednak zvyšují tuhost konstrukce SM, jednak slouží k uchycení nosníků nesoucích jednotlivé systémy SM.

Na horní voštinové desce, v místech nad příčkami, je umístěno šest vzpěr, na nichž spočívá velitelská sekce. Její sférické dno je částečně ponořeno do horního válcovitého krytu s radiátory energetického systému.

Pod základovou voštinovou deskou je tepelný kryt chránící potrubí vedoucí z palivových nádrží a pohonný mechanismus směrové parabolické antény před žárem, působeným motorem SPS.

Záchranný systém LES

Nádrže nosné rakety před startem a v jeho průběhu představují pro posádku transportní lodě potenciální nebezpečí. Kyslík a kerosen RP-1 prvního stupně mají brizanci odpovídající asi 10 % účinnosti TNT; kyslíko-vodíková směs druhého stupně dokonce 60 % účinnosti TNT. Tlaková vlna je dostatečně mocná, aby mohla zcela zničit loď i s posádkou. Proto je Apollo vybaveno záchranným systémem LES (Launch Escape System), charakteristickou věžičkou na špici. Ve válcovém pouzdru o délce 7131 mm a průměru 660 mm jsou uloženy tři motory: hlavní záchranný motor, výrobek firmy Lockheed Propulsion Co., o délce 4700 mm a hmotnosti 2130 kg má čtyři trysky, skloněné k podélné ose motoru pod úhlem 35°. Dává po dobu 8 sekund tah 690 MN(70 Mp); směr osy výsledného tahu je od podélné osy lodě odkloněn o 1,80°. Táž firma dodala i malý motor pro řízení klopení s dobou funkce 0,5 s a tahem 11,22 MN (1143 kp). Má při průměru 267 mm a délce 559 mm hmotnost 23 kg. Oba dva motory používají jako TPH směs chloristanu amonného s polysulfidovým pojidlem.

Třetí motor, Thiokol TE-830, s kulovou spalovací komorou o průměru 660 mm a se dvěma tryskami, vyvedenými v bočních stěnách válcové konstrukce LES, slouží k odhození záchranného systému a aerodynamického krytu. Celková délka motoru obnáší 1412 mm, hmotnost 195 kg. Dává tah 14 MN (14,33 Mp) po dobu 1,2 sekundy. Jako TPH je použito chloristanu amonného s polysulfidem, obohaceným hliníkovým práškem.

V přední části konstrukce LES jsou dvě výklopná křidélka, která zabraňují nežádoucí rotaci oddělené velitelské sekce. Při záchraně ve větších výškách, kde tato aerodynamická stabilizace je již málo účinná, se loď stabilizuje pomocí orientačních trysek systému CM-RCS.

LES je ke konstrukci kosmické lodě připojen příhradovou konstrukcí ze svařovaných titanových trubek o délce přibližně 2500 mm a obdélníkové základně o rozměrech 1290 X 1190 mm, uchycenou čtyřmi šrouby s výbušnými maticemi. Celková délka záchranného systému obnáší 10,180 m.

Záchranný systém LES slouží pouze v hustých vrstvách atmosféry do výšky 18 km (záchranný modus I), kde je třeba překonat aerodynamický odpor a kde také účinky tlakové vlny jsou nejsilnější.

Pro úspěšné uskutečnění záchrany je třeba, aby varovný signál, že dojde k explozi S-IB, byl vydán asi s 2,7 sekundovým předstihem, u S-IVB dokonce s 3,3 sekundovým. Průběh typické záchranné operace je zachycen v tabulce I.

Tabulka I. Časový průběh záchranného manévru při startu

------------------------------------------------------------------------------------------------------
Krok TA[s]  Akce 
------------------------------------------------------------------------------------------------------
 1.   0     vydán signál k zahájení záchranného manévru
 2.   0     vydán signál k vypnutí motorů nosné rakety
 3.   0     palubní stopky vynulovány a znovu spuštěny
 4.   0     rozpojeny konektory mezi CM a SM
 5.   0     tlakovány nádrže systému CM-RCS
 6.   0     ovládání RCS přepnuto na velitelskou sekci
 7.   0     dodávka elektrického proudu přepojena na návratové baterie
 8.   0     zahájeno vypouštění okysličovadla ze systému CM-RCS*)
 9.   0,1   oddělení CM a SM
10.   0,1   zažehnut hlavní motor LES
11.   0,1   zažehnut motor pro řízení klopení
12.   1,8   odpojeny elektrické obvody pyrotechnických zařízení oddělujících CM a SM
13.   5     zahájeno vypouštění paliva ze systému CM-RCS*)
14.  11     vyklopena stabilizační křidélka
15.  14     odjištěn padákový systém
16.  14     barorelé sepnuto**)
17.  14     odhozen systém LES a příruba spojovacího systému
18.  14,4   odhozen kryt padákového prostoru
19.  16     vypuštěny stabilizační padáky
20.  18     zahájeno vypouštění tlakového hélia ze systému CM-RCS
21.  26     stabilizační padáky rozevřeny na plnou plochu
22.  28     stabilizační padáky odhozeny
23.  28     vystřeleny vytahovací padáčky hlavních padáků a dále následuje normální přistávací manévr
------------------------------------------------------------------------------------------------------

Poznámky: Časový rozvrh platí pro modus IA, tj do výšky přibližné 9 km *) Při modu IC vypouštění odloženo, protože se CM-RCS používá pro řízení polohy. **) Při modech IB a IC se barorelé spíná při průchodu výškou 7300 m (24 000 stop); následující operace 17.-21. se odvozují od tohoto okamžiku; 22. a následující od průchodu výškou 3000 m (10 000 stop)

Ve větších výškách, po odhození LES a aerodynamického krytu, se kosmická loď oddělí vlastními motorickými prostředky a buď přistane bez motorického manévru (modus II, T+ 3 min až T+ 9 min), nebo s motorickým manévrem motorem SPS (modus III, po T+ 9 min), který ji navede do plánované záložní přistávací oblasti.

Hlavní motor pomocné sekce SPS

V ose pomocné sekce je výkyvné v Kardanově závěsu se dvěma stupni volnosti zavěšen motor Aerojet General AG-10-137, hlavní součást pohonného systému označovaného zkratkou SPS (Service Propulsion System), který slouží k velkým změnám oběžné dráhy (obr. 5). Jeho hlavní charakteristiky jsou shrnuty v tabulce II.

Obr.5) Apollo - Zjednodušené schéma motorické jednotky SPSObr.5) Apollo - Zjednodušené schéma motorické jednotky SPS:
1 - nádrž s héliem; 2 - plnící a výpustný ventil hélia; 3 - hlavní uzávěry hélia (2 ks); 4 - dvoustupňový reduktor tlaku hélia (2 ks); 5 - zpětné ventily (8 ks); 6 - tepelné výměníky (2 ks); 7 – přetlakový pojistný ventil (2 ks); 8 - výpustný ventil hélia (2 ks); 9 - nádrž s okysličovadlem; 10 - nádrž s palivem; 11 - plnící a výpustný ventil okysličovadla; 12 – plnící a výpustný ventil paliva; 13 - vlnovce (4 ks); 14 - filtry (2 ks); 15 - hlavní kulové ventily paliva a okysličovadla (8 ks); 16 - nádrže s dusíkem (2 ks); 17 – plnící a výpustný ventil dusíku (2 ks); 18 - hlavní uzávěry dusíku (2 ks); 19 - reduktory tlaku dusíku (2 ks); 20 - pojistný ventil (2 ks); 21 - rozvodné ventily pneumatického systému (4 ks); 23 - pneumatické válce (4 ks); 24 - mechanický přenos síly na hlavní ventily paliva a okysličovadla; 25 - spalovací komora SPS; 26 - elektromotory pro vychylování motoru SPS

Tabulka II. Hlavní charakteristiky systému SPS

-----------------------------------------------------------------------------------------
Veličina                                           Hodnota
-----------------------------------------------------------------------------------------
Tlak hélia v zásobních nádržích                    27,5 MPa (280 kp/cm2)
Tlak dusíku v zásobních nádržích                   16,0 MPa (165 kp/cm2)
Tlak hélia v nádržích PH                           1,20 MPa (12,4 kp/cm2)
Tlak okysličovadla ve vstřikovací hlavě            1,12 MPa (11,4 kp/cm2)
Tlak paliva ve vstřikovací hlavě                   1,17 MPa (11,9 kp/cm2)
Tlak ve spalovací komoře při ustáleném hoření      0,71 MPa (7,2 kp/cm2)
Max. tlakový náraz při zážehu                      1,1 MPa (11 kp/cm2)
Teplota okysličovadla ve vstřikovací hlavě         330 K (57 °C)
Směšovací poměr                                    1,60
Sekundová spotřeba okysličovadla                   18,8 kg/s
Sekundová spotřeba paliva                          11,7 kg/s
Specifický impulz                                  3,08 kN.s/kg (314 kp.s/kg)
Tah                                                94,0 kN (9,56 Mp)
Doba potřebná k rozběhu na 90 % tahu               450 až 650 ms
Doba potřebná k poklesu na 10 % tahu po vypnutí    750 až 1000 ms
Celkový impulz doběhu motoru                       35 až 60 kN.s
Průřez hrdla trysky (počáteční)                    785 cm2
Expanzní poměr                                     62,5
Maximální průměr trysky                            2,49 m
------------------------------------------------------------------------------------------

Na rozdíl od lodí Apollo, určených pro let k Měsíci, má systém SPS pouze dvě nádrže místo čtyř: jedna obsahuje palivo Aerozine 50 [směs 50 % bezvodého hydrazinu NH2NH2 a 50 % asymetrického dimethyldrazinu (CH3)2NNH2]) druhá pak okysličovadlo (kysličník dusičitý N2O4). Přepadové nádrže byly z konstrukce pomocné sekce odstraněny, protože požadavky na rozsah motorických manévrů v rámci projektu ASTP/EPAS nejsou zdaleka tak náročné, jako tomu bylo v rámci projektu Apollo.

Vlastní spalovací komora, hrdlo trysky a část trysky až do průřezu, odpovídajícího expanznímu poměru S/Sh = 6 jsou chlazeny ablatívně, zbytek trysky je nechlazený.

Výkyvné uložení motoru umožňuje řídit směr osy tahu v rozmezí ± 6° ve všech směrech. Tím je zajištěno, aby vektor tahu procházel těžištěm kosmické lodi, které se v průběhu letu přemísťuje. Nastavování se děje šroubovými mechanismy, poháněnými dvěma elektromotory - viz L+K 48 (16) 627 (1972).

Palivová směs, která je hypergolická a proto odpadá zážehový systém, je do spalovací komory dopravována přetlakem hélia. Před vlastním startem je třeba usadit palivo na dno nádrží malým zrychlením, působeným tahem 2 nebo 4 motorů systému SM-RCS. Hlavní uzávěry palivových cest (kulové ventily) jsou ovládány pneumatickými posilovači, hnanými stlačeným dusíkem – viz L+K 47 (24) 946 (1971).

Palivo a okysličovadlo mají dvě volitelné cesty; v každé z nich jsou za sebou dva ventily. Tím je dosaženo maximální spolehlivosti jak co do možnosti nastartování motoru, tak jeho vypnutí. Aby došlo k selhání, musely by se současně zablokovat dva ventily, což je málo pravděpodobné.

Systém řízení polohy pomocné sekce SM-RCS

Na bocích pomocné sekce je rozmístěno celkem 16 řídicích trysek systému SM-RCS (Service Module Reaction Control System), seskupených do čtyř bloků (kvadrantů A, B, C a D) po čtyřech motorech Marquardt R-4D. Jak je vidět z obr.3, osy kvadrantů nejsou přesně totožné s hlavními osami Y a Z kosmické lodě; svírají s nimi úhel 7,52°. V původní koncepci kosmické lodě Apollo byl každý kvadrant zcela samostatným celkem po montážní i funkční stránce. Pro potřeby projektu Skylab a ASTP/EPAS, kdy se pronikavé snížily nároky na manévry motorem SPS, bylo do uprázdněného prostoru pomocné sekce zabudováno dvanáct dalších nádrží s centrální zásobou pohonných hmot, ze které mohou všechny kvadranty čerpat. Zdvojnásobilo se tím celkové množství paliva.

Systém SM-RCS má dvojí funkci. Za prvé jeho motory slouží k drobným translačním manévrům (korekcím dráhy menšího rozsahu, manévrování za letu ve formaci a při spojovacím a rozpojovacím manévru), za druhé udržují předepsanou orientaci lodě v prostoru (viz tabulka III).

Tabulka III. Použití motorů SM-RCS

----------------------------------------------------------------------------------------------
Kvadrant    Umístění u osy    Manévr rotační    Manévr translační
----------------------------------------------------------------------------------------------
A                -Z              klopení               ± X
                                 klonění               ± Y
B                +Y              zatáčení              ± X
                                 klonění               ± Z
C                +Z              klopení               ± X
                                 klonění               ± Y
D                -Y              zatáčení              ± X
                                 klonění               ± Z
-----------------------------------------------------------------------------------------------

Obr.6) Apollo - Schéma jednoho kvadrantu motorů SM-RCSObr.6) Apollo - Schéma jednoho kvadrantu motorů SM-RCS:
1 - nádrže s héliem (4 ks); 2 - plnicí ventily hélia (2 ks); 3 - hlavní uzávěry hélia (2 ks); 4 - dvoustupňové reduktory tlaku hélia ( 2 ks); 5 - zpětné ventily (8 ks); 6 - pyrotechnický propojovací ventil; 7 - pojistné ventily (2 ks); 8 - výpustný ventil (2 ks); 9 - nádrže, s palivem (2 ks); 10 - nádrže s okysličovadlem (2 ks); 11 - plnicí a odčerpávací ventil paliva (2 ks); 12 - výpustný ventil paliva (2 ks); 13 - plnicí a odčerpávací ventil okysličovadla (2 ks); 14 - výpustný ventil okysličovadla (2 ks); 15 - hlavní uzávěry paliva (2 ks); 16 - hlavní uzávěry okysličovadla; 17 - přívod paliva od centrální rezervy; 18 - přívod okysličovadla od centrální rezervy; 19 - palivový ventil motoru; 20 - motor R-4D; 21 - okysličovadlový ventil motoru. V bodech označených T se měří teplota, v bodech označených P tlak

V konfiguraci DM-CM-SM leží průsečík spojnic protilehlých kvadrantů v bezprostřední blízkosti těžiště lodě; při plných nádržích systému SPS u konfigurace CM-SM leží těžiště přibližné 350 až 400 mm pod průsečíkem. Působiště tahu jednotlivých motorů jsou od podélné osy lodi (X) vzdáleny 2110 mm; proto posuny těžiště soustavy nemají příliš velký vliv na kvalitu rotačních manévrů.

Aby se zabránilo tepelnému poškození pláště pomocné sekce, nejsou motory uloženy rovnoběžně s jejím povrchem; osy tahu s ním svírají úhel 10°.

Vlastní motory sestávají ze spalovací komory a hrdla trysky, zhotovených z molybdenu, chráněného před oxidací křemenným povlakem. Od průřezu odpovídajícímu expanznímu poměru

F/Fh = 7 je expanzní tryska zhotovena z kobaltové slitiny. Vstřikovací hlava je zhotovena z nerezové oceli a hliníkových slitin. Celý motor je radiačně chlazen.

Použité palivo (monomethylhydrazin CH3NHNH2) a okysličovadlo (kysličník dusičitý N2O4) jsou do spalovací komory vytlačovány přetlakem hélia, které se vede mezi kovové stěny nádrží a pohliníkovaný teflonový vak, obsahující pohonnou hmotu. Velkým problémem bylo zabránění difúze hélia umělohmotnou fólií. Přesto bylo dosaženo vysoké spolehlivosti těchto motorických systémů (0,9910).

Motory R-4D pracují převážně v impulsním režimu. Jejich hlavní charakteristiky jsou shrnuty v tabulce IV.

Tabulka IV. Hlavní charakteristiky systému SM-RCS

-----------------------------------------------------------------------------------------
Veličina                                               Hodnota
-----------------------------------------------------------------------------------------
Tlak hélia v zásobních nádržích                        28,0 MPa (28,5 kp/cm2)
Tlak paliva a okysličovadla ve vstřikovací hlavě       1,2 MPa (12 kp/cm2)
Tlak ve spalovací komoře                               655 kPa (6,7 kp/cm2)
Teplota paliva a okysličovadla ve vstřikovací hlavě    330 K (57 °C)
Směšovací poměr                                        2,0
Sekundová spotřeba okysličovadla                       0,1080 kg/s
Sekundová spotřebu paliva                              0,0540 kg/s
Specifický impuls                                      2,75 kN.s/kg (280 kp.s/kg)
Tah                                                    440 N (45 kp)
Doba potřebná k rozběhu na 70 % tahu                   21 ms
Doba potřebná k poklesu na 25 % tahu po vypnutí        13 ms
Minimální doba funkce motoru (pulsní provoz)           10 ms
Průřez hrdla trysky                                    5,4 cm2
Expanzní poměr                                         40
Maximální průměr trysky                                140 mm
Moment síly dvojice motorů                             1837 N.m
-----------------------------------------------------------------------------------------

Systém stabilizačních motorů velitelské sekce

Po odhození pomocné sekce, před vstupem do atmosféry a během průletu atmosférou je třeba stabilizovat polohu velitelské sekce tupým dnem ve směru letu. K tomu slouží dva nezávislé systémy stabilizačních motorů CM-RCS (Command Module Reaction Control System) A a B (viz obr. 7). Každý z nich je vybaven šesti motory typu Rocketdyne SE-8 se spalovací komorou ablativně chlazenou. Jejich hlavní charakteristiky jsou shrnuty v tabulce V.

Obr.7) Apollo - Schéma systému stabilizačních motorů velitelské sekce (CM-RCS)Obr.7) Apollo - Schéma systému stabilizačních motorů velitelské sekce (CM-RCS):
1 - nádrže s tlakovým héliem (2 ks); 2 - plnicí a výpustné ventily hélia (2 ks); 3 - filtry (4 ks); 4 - hlavní uzávěry hélia (pyro, 4 ks); 5 - dvoustupňové reduktory tlaku (4 ks); 6 - zpětné ventily (16 ks); 7 - proplachovací ventily (pyro, 4 ks); 8 - nádrž paliva systému A; 9 - nádrž paliva systému B; 10 - výpustné ventily paliva a okysličovadla (pyro, 4 ks); 11 - výpustná potrubí paliva resp. okysličovadla; 12 - pojistné izolační membrány (4 ks); 13 - pojistné přetlakové ventily (4 ks); 14 - hlavní uzávěry paliva a okysličovadla (elmag., 4 ks); 15 - nádrž okysličovadla systému A; 16 - nádrž okysličovadla systému B; 17 - motory R-4D s elmag. ventily paliva a okysličovadla (12 ks); 18 - výpustné ventily hélia (4 ks); 19 - plnicí ventily paliva a okysličovadla (4 ks); 20 - výpustné ventily paliva a okysličovadla (4 ks ); 21 - propojovací ventily nízkotlakého hélia (pyro, 2 ks); 22 - propojovací ventil palivových potrubí (pyro); 23 - propojovací ventil okysličovadlových potrubí {pyro). V bodech označených P se měří tlak, v bodech označených T teplota. Čísla ve schématu rozmístění motorů (vpravo dole) odpovídají jejich skutečnému číslování (viz tab. VI)

Tab. V. Hlavní charakteristiky systému CM-RCS

-----------------------------------------------------------------------------------------
Veličina                                         Hodnota
-----------------------------------------------------------------------------------------
Tlak hélia v zásobních nádržích                  27,5 - 30,7 MPa
                                                 (280 - 313 kp/cm2)
Tlak v nádržích paliva a okysličovadla           1,96 - 2,08 MPa
                                                 (20,0 - 21,2 kp/cm2)
Tlak ve spalovací komoře při ustáleném hoření    1,0 MPa (10,5 kp/cm2)
Tah motoru při ustáleném hoření                  422 N (43 kp)
Specifický impuls
   při ustáleném hoření                          2700 N.s/kg
   v impulsním provozu                           1370 N.s/kg
Celková maximální doba funkce                    500 s
Hmotnost motoru                                  3,8 kg
-----------------------------------------------------------------------------------------

Na rozdíl od motoru SM-RCS nemají trysky na velitelské sekci možnost provádět translační manévry. Veškeré změny dráhy v průběhu přistávacího manévru jsou dosahovány využitím aerodynamického vztlaku – viz L+K 43 (20) 789 (1967). Po vstupu lodě do hustých vrstev atmosféry (zhruba v době, kdy brzdné přetížení dosáhne hodnoty 0,05 g) se stane loď autostabilní a systém

CM-RCS je využíván pouze pro řízení klonění (rotace podél podélné osy, tj. osy X). Je-li loď natočena tak, že osa + Z míří vzhůru (tj. kosmonauti míří hlavami k povrchu Země), dosahuje se maximálního pozitivního vztlaku, to znamená, že se dolet kosmické lodě v atmosféře prodlužuje.

Otáčením osy +Z vpravo či vlevo se řídí stočení dráhy lodi stejným směrem.

Oba systémy jsou nezávislé; jsou však vzájemně propojeny pyrotechnicky ovládanými ventily tak, aby bylo možno z obou systémů v případě několika závad zkombinovat alespoň jeden systém fungující. Tím je dosaženo vysoké spolehlivosti celého systému (0,99997).

Tab. VI. Použití motorů systému CM-RCS (viz.obr.7)

-----------------------------------------------------
Motor systému    Typ rotačního manévru
  A      B
-----------------------------------------------------
  2      4       negativní klopení
  1      3       pozitivní klopení
  6      8       točení vpravo 
  5      7       točení vlevo
 10     11       klonění vlevo
  9     12       klonění vpravo
-----------------------------------------------------

Systém zásobování elektrickou energií

Hlavním zdrojem elektrické energie jsou tři palivové články umístěné v sektoru IV pomocné sekce, které přeměňují vodík a kyslík na vodu za současné produkce elektrické energie. Jak vodík, tak kyslík jsou skladovány ve vysokotlakých Dewarových nádobách (nádrže s dvojitými stěnami, mezi nimiž je pro zvýšení izolačních schopností vakuum – obdoba termosek) v nadkritickém stavu (tzn. při teplotě a tlaku, kdy se nemůže vytvořit oddělená kapalná a plynná fáze, ale kdy je hustota plynu značně vysoká, takže zaujímá relativně malý objem). Potřebný provozní tlak je v nádržích udržován elektrickým přitápěním. Před havárií Apolla 13 byla v nádržích ještě umístěna míchadla, homogenizující jejich obsah. To se však ukázalo být zbytečné, a protože elektromotory představovaly potenciální možnost požáru, byly z nádrží odstraněny – viz L+K 46 (13) 503; (15) 586; (21) 827 (1970).

Poměrně chladné reakční složky (H2 a O2) procházejí nejprve tepelnými výměníky, kde se zahřívají. Je to nutné proto, aby se příliš neochlazoval prostor elektrod, neboť elektrochemická reakce probíhá pouze za zvýšené teploty. Před startem kosmické lodě jsou jednotlivé články palivových baterií zahřáty na provozní teplotu elektrickým topením, zapojeným na pozemní zdroje proudu.

Vypne-li se palivová baterie za letu na tak dlouhou dobu, že její teplota klesne pod přibližně 200 °C, nelze ji znovu nastartovat.

Vznikající voda je z elektrodového prostoru strhávána cirkulujícím vodíkem, který prochází chladicím výměníkem, kde vodní pára kondenzuje a je čerpadlem odsávána do zásobní nádrže. Protože uvnitř palivového článku panuje vysoký tlak, je celá baterie uzavřena do přetlakového válce, naplněného z bezpečnostních důvodů dusíkem.

Hlavní charakteristiky palivových baterií PC3A -2, které pro NASA vyvinula a vyrobila firma Pratt & Whitney, jsou shrnuty v tabulce VII.

Tab. VII. Hlavní charakteristiky palivových článků

---------------------------------------------------------------------------------------------
Veličina                                      Hodnota
---------------------------------------------------------------------------------------------
Anoda                                         nikl/vodík
Anodová reakce                                H2 › 2 H+ + 2 e-
Elektrolyt                                    80 % KOH + 20 % H2O
Reakce v elektrolytu                          H+ + OH- › H2O
Katoda                                        nikl/kyslík
Katodová reakce                               O2 + 2 H2O + 4 e- › 4 OH-
Tlak v nádržích vodíku                        1,63 - 1,78 MPa (16,6 - 18,1 kp/cm2)
Tlak v nádržích kyslíku                       5,96 - 6,44 MPa (60,8 - 65,7 kp/cm2)
Tlak v článku                                 0,43 MPa (4,4 kp/cm2)
Teplota plynu na vstupu do článku             330 - 350 K (55 - 75 °C)
Teplota v článku                              470 - 530 K (200 - 260 °C)
Teplota odebírané kondenzované vody           341 - 347 K (68 - 74 °C)
Aktivní plocha jedné elektrody                370 cm2
Proudová hustota
   při normálním provozu                      25 - 100 mA/cm2
   při špičkovém zatížení                     325 mA/cm2
Napětí jednoho článku                         0,9 - 1,1 V
Počet článků v baterii                        31
Výkon
   při normálním provozu                      1420 W
   krátkodobě až                              3000 W
Spotřeba kyslíku a vodíku                     0,36 kg/kWh
Hmotnost jedné baterie (bez příslušenství)    100 kg
---------------------------------------------------------------------------------------------

Pro krytí proudových špiček a pro zásobování velitelské sekce po odhození SM slouží tři akumulátorové baterie (kysličník stříbrný / zinek) s kapacitou po 40 Ah. Dále jsou k dispozici dvě nezávislé baterie s kapacitou po 0,75 Ah pro odpalování pyrotechnických zařízení (Pro projekt Skylab byly pyrotechnické baterie nahrazeny návratovými bateriemi, neboť životnost pyrotechnických baterií byla zaručena pouze na 36 dní; životnost návratových akumulátorů je 140 dní.).

Obr.8) Apollo - Zjednodušené funkční schéma palivového článkuObr.8) Apollo - Zjednodušené funkční schéma palivového článku:
1 - plnicí ventil dusíku; 2 - dusíková nádrž; 3 - regulátor tlaku dusíku; 4 - výpustný ventil dusíku; 5 - přívodní potrubí kyslíku; 6 - předehřívač kyslíku; 7 - komparační regulátor tlaku kyslíku; 8 - tlakový obal palivové baterie; 9 - pomocné topení článku; 10 - kyslíková elektroda; 11 - elektrolyt; 12 - vodíková elektroda; 13 - pomocné topení; 14 - tepelný výměník; 15 - přepouštěcí kohout; 16 - tepelný výměník - kondenzátor vody; 17 - odlučovač vody a čerpadlo vodíku; 18 - komparační regulátor tlaku vodíku; 19 - předehřívač vodíku; 20 - odpouštěcí ventil kyslíku (čištění elektrodového prostoru); 21 - vývod kyslíku za palubu; 22 - odpouštěcí ventil vodíku; 23 - vývod vodíku za palubu; 24 - čerpadlo chladicího média; 25 - filtr; 26 - zásobník chladicího média; 27 - přepouštěcí kohout; 28 - výměník; 29 - radiátor; 30 - přívodní potrubí vodíku; 31 - odvod pitné vody. V bodech označených P se měří tlak, v bodech označených T teplota

Stejnosměrný proud o napětí 28 V je rozváděn dvěma vzájemně zastupitelnými rozvody v pomocné sekci, na které jsou napojeny dvě záložní baterie pro ovládání systémů SM po jejím odhození. Aby nedocházelo k poškození palivových baterií, jsou k těmto rozvodům připojeny prostřednictvím ochranných obvodů, zabraňujících jednak přetížení palivových článků, jednak zpětnému proudu. Na hlavní rozvody SM-A a SM-B jsou paralelně napojeny hlavní rozvody A a B ve velitelské sekci. Na ně se pak připojují dva rozvody pro méně důležité přístroje a zařízení (které tak lze snadno a rychle odpojit), zvláštní rozvod pro telekomunikační systém, bateriové rozvody, které zásobují energií sekvenční zařízení a další důležité prvky, a konečně rozvod automatiky propojování jednotlivých zdrojů proudu (viz schéma na obr.9).

Obr.9) Apollo - Schéma systému zásobování elektrickou energiíObr.9) Apollo - Schéma systému zásobování elektrickou energií:
1 - palivové články (1, 2 a 3); 2 - návratové akumulátorové baterie (A, B a C); 3 - pyrotechnické baterie (A a B); 4 - ochranné obvody palivových baterií (6 ks); 5 - pomocné baterie SM (A a B); 6 - stejnosměrné rozvody SM (A a B); 7 - spotřebiče v SM; 8 - hlavní stejnosměrné rozvody CM (A a B); 9 - rozvod telekomunikačních systémů; 10 - rozvod sekvenčních systémů; 11 - hlavní bateriové rozvody (A a B); 12 - telekomunikační systém; 13 - rozvody pyrotechnických zařízení (A a B); 14 - pyrotechnické zařízení; 15 - detekční obvody podpětí a přepětí v hlavních rozvodech CM (2 ks); 16 -sekvenční zařízení; 17 - rozvody méně důležitých zařízení (1 a 2); 18 - podružná zařízení ve velitelské sekci; 19 - invertory (1, 2 a 3); 20 - ovládací a pojistné obvody střídavého proudu; 21 - střídavé obvody (1 a 2); 22 - detekční obvody podpětí a přepětí střídavých obvodů (2 ks); 23 - spotřebiče střídavého proudu; 24 - dobíječka; 25 - rozvod automatiky; 26 - automatika ovládání rozvodu proudu

Část proudu je přeměňována třemi invertory na třífázový střídavý proud 115 / 200 V, 400 Hz pro pohon různých elektromotorů. Každý z nich může dodávat až 1250 VA. Během normálního provozu je v činnosti pouze jeden, na který jsou připojeny oba střídavé rozvody. Pouze při motorických manévrech, kdy by výpadek proudu mohl mít kritické důsledky, je každý z rozvodů 1 a 2 napájen zvláštním invertorem. Invertory nejsou fázově synchronizovány, proto je nelze paralelně spřahovat.

Součástí elektrického systému je také dobíječka akumulátorových baterií, schopná dodávat do baterií A, B a C proud o intenzitě 2,5 A.

Rozvod elektrické energie k roznětkám pyrotechnických zařízeni je plně zdvojen. V případě potřeby lze tyto rozvody zásobovat i z akumulátorových baterií A a B.

Palubní číslicový počítač

Jedním z klíčových zařízení, sloužících k řízení letu kosmické lodě Apollo, je malý univerzální číslicový počítač CMC (Command Module Computer), navržený na Massachusettském technologickém institutu. Jeho hlavní parametry jsou shrnuty v tabulce VIII.

Obr.10) Apollo - Ovládací panel palubního počítačeObr.10) Apollo - Ovládací panel palubního počítače

Tab. VIII. Hlavní charakteristiky palubního počítače

--------------------------------------------------------------------
Přenos slov                        paralelní
Délka slov                         16 bitů (15 data + 1 parita)
Číselný systém                     modifikovaný jednotkový doplněk
Cyklus paměti                      11,7 µs
Fixní paměť (ROM)                  36 864 slov
Proměnná paměť (RWM)               2048 slov
Počet základních instrukcí         34
Pomocné instrukce                  10
Počet přerušení                    10
Sčítaní v jednoduché přesnosti     23,4 µs
Násobení                           46,8 µs
Sčítání v dvojnásobné přesnosti    35,1 µs
Příkon                             méně než 100 W
Hmotnost (bez klávesnic)           26 kg
Objem                              0,03 m3
Rychlost přenosu informace
   počítač – Země                  800 bit/s
   Země – počítač                  160 bit/s
--------------------------------------------------------------------

Významným rysem jeho konstrukce je dvojí typ paměti: fixní (ROM) a proměnná. Fixní část, jejíž obsah je dán jednou provždy při výrobě počítače, obsahuje jednotlivé podprogramy, potřebné k letu (např. program pro výpočet manévru motorem SPS, program pro sledování tohoto manévru atd.). Jde o paměť tzv. transformátorového typu, s vysokou hustotou záznamu. Proměnná část paměti obsahuje jednak měnitelné části programu, které mohou být buď nahrávány ze Země, nebo je mohou kosmonauti vkládat přímo prostřednictvím klávesnice, jednak obsahuje proměnné veličiny (jako např. rychlost a polohu lodě). Jde o klasickou koincidenční feritovou paměť.

Prostředníkem mezi lidmi a počítačem je ovládací panel DSKY (Display and Keyboard, viz obr. 10). Je na něm umístěno 19 tlačítek (z toho deset číslic), tři registry, ve kterých se objevují výsledné hodnoty, nebo naopak vstupní údaje, vyklepané kosmonauty na klávesnici. Povely si vyměňují počítač s osádkou pomocí dvouciferných registrů NOUN (tj podstatné jméno - určuje o co jde) a VERB (tj. sloveso - co se má provést). Poslední dvouciferný registr PROG identifikuje právě probíhající program.

Systém zabezpečení životních podmínek

Systém ECS (Environment Control System), vyvinutý firmou Garrett Corp., má za úkol jednak udržovat v hermetické kabině velitelské sekce podmínky nutné pro život kosmonautů, zajišťovat v případě porušení hermetičnosti lodě dodávku kyslíku do skafandrů a udržovat teplotu elektronického zařízení lodě v přiměřeném rozsahu.

ECS sestává ze tří hlavních okruhů: 1. oběhu chladicího média, 2. oběžného systému skafandrů a 3. ventilace kabiny (obr.11).

Obr.11) Apollo - Zjednodušené schéma klimatizačního systémuObr.11) Apollo - Zjednodušené schéma klimatizačního systému:
1 - nádrže s kyslíkem; 2 - radiátor; 3 - blok palivových článků; 4 - zkratovací ventil; 5 - přepadová nádrž kyslíku; 6 - nádrž pitné vody; 7 - nádrž odpadní (chladicí) vody; 8 - primární výparník; 9 - sekundární výparník; 10 - čerpadlo kondenzátu; 11 - odlučovač kondenzované vody; 12 - inerciální plošina; 13 - chladič pitné vody; 14 - elektrický ohřívač pitné vody; 15 - glykolový chladič cirkulující atmosféry; 16 - elektronika CM; 17 - absorbéry (2 ks paralelně); 18 - dmychadlo; 19 - ventilátor; 20 - chlazení atmosféry v kabině; 21 - skafandry (3 ks); 22 - ruční čerpadlo horké pitné vody pro přípravu pokrmů; 23 - hubice pro nasazení sáčku s dehydratovanou potravou; 24 - ruční čerpadlo studené pitné vody; 25 - vodní pistole na pití a hašení; 26 - ventily pro vyrovnaní tlaku po přistání; 27 - reduktor tlaku ve skafandrech; 28 - čerpadla glykolu; 29 - reduktor tlaku v kabině; 30 - záložní reduktor tlaku v kabině; 31 - kabina posádky; 32 - zásobník glykolu

Chladicí médium - 62,5% vodný roztok glykolu - odvádí z lodě teplo, vznikající při činnosti elektronického zařízení a vyzařované těly členů posádky. Za normálních okolností je vyzařováno do prostoru radiátory, umístěnými na povrchu pomocné sekce (obr. 3). Krátce po startu, kdy je povrch lodě v důsledku aerodynamického ohřevu příliš teplý, v době mimořádné spotřeby elektrického proudu a po odhození pomocné sekce, slouží k ochlazování primární výparník odpadní vody. Naopak v případech, kdy činnost aparatur lodi je minimální a kdy by hrozilo klesnutí teploty v oběžném systému glykolu pod přípustnou mez (viz. tab. IX), je možné radiátory vypojit a okruh zkratovat. Glykol je proháněn potrubím jedním ze dvou paralelních čerpadel.

Tab. IX. Charakteristiky systému zabezpečení životních podmínek

---------------------------------------------------------------------------------------------
Veličina Hodnota
---------------------------------------------------------------------------------------------
Normální provoz v kabině 
   tlak                                                  33 - 36 kPa (250 - 270 Torr)
   teplota                                               21 - 27 °C
   relativní vlhkost                                     40 - 70 %
   parciální tlak vodní páry                             1,3 - 2,2 kPa (9,8 - 16,5 Torr)
   parciální tlak kysl. uhličitého                       0 - 1,0 kPa (0 - 7,6 Torr)
   max. povolený únik netěsnosti                         0,06 g/s
Nouzový provoz v kabině
   minimální tlak                                        23 kPa (170 Torr)
   max. povolený únik                                    5 g/s
   max. doba provozu                                     5 min
Normální provoz ve skafandrech
   tlak                                                  23 - 25 kPa (170 - 190 Torr)
   teplota (na vstupu)                                   7 - 15 °C
Rychlost cirkulace atmosféry
   v kabině                                              2,43 m3/min
   v okruhu skafandrů                                    0,945 m3/min
Absorbéry
   množství LiOH                                         1,8 kg
   aktivní plocha                                        52 cm2
   síla vrstvy                                           125 mm
   doba funkce (při dvou absorbérech 
                paralelně 24 hodin)                      12 h
Oběh glykolu
   průtok                                                90 kg/h
   obrátky čerpadla                                      12 000/min
   příkon                                                36 W
   tlak na výstupu čerpadla                              206 kPa (2,1 kp/cm2)
   minimální teplota glykolu (na výstupu z výparníku)    4 - 10 °C
   maximální teplota (na vstupu do radiátoru
                      nebo do výparníku)                 40 °C
   tlak v zásobníku glykolu                              275 - 360 kPa (2,8 - 3,7 kp/cm2)
Nádrže s vodou
   kapacita pitné vody                                   16 kg
   kapacita odpadní vody                                 25 kg
   pracovní tlak                                         140 kPa (1,4 kp/cm2)
   teplota studené pitné vody                            10 °C
   teplota teplé pitné vody                              68 °C
---------------------------------------------------------------------------------------------

V oběžném systému skafandru jsou také dvě rotační dmychadla; jedno pracovní, druhé rezervní. Plyn proudí dvěma paralelně zapojenými absorbéry, které obsahují hydroxid lithný pro zachycení zejména páchnoucích příměsí atmosféry a filcový filtr pro zachycení částeček LiOH. Obsah kysličníku uhličitého v ovzduší (jeho parciální tlak) se zjišťuje na základě absorpce infračerveného záření. Poté prochází chemicky čistý kyslík výměníkem tepla a odlučovačem vody, kde se zbavuje přebytečné vlhkosti. Odpadní voda je odsávána pumpou, poháněnou stlačeným kyslíkem.

Oběžný systém kabiny slouží k ventilaci a k řízení teploty v prostoru pro posádku. Dva ventilátory prohání vzduch přes výměník tepla, kterým proudí chladicí médium. K vytápění kabiny se užívá odpadního tepla z elektronického zařízení.

Kyslík, unikající netěsnostmi z kabiny, je doplňován z kryogenních zásob (společných se zásobami pro palivové články), umístěných v SM. Protože příliš chladný kyslík by nebylo možné přímo užít k dýchání, je v CM umístěna přepadová nádrž, která také slouží jako zdroj kyslíku po odhození SM. V prvním stupni je tlak redukován z původních přibližně 6,5 MPa (65 kp/cm2) na 0,7 MPa (6,8 kp/cm2). Pracovní tlak v kabině udržují dva regulátory tlaku, které se však při náhlém poklesu pod 24 kPa (180 Torr) samočinně uzavírají. Před tím, při tlaku 31 kPa (232 Torr) se otevírá nouzový ventil, s vyšší dodávkou kyslíku, umožňující posádce obléci si skafandry; maximální doba funkce havarijního tlakového systému je 5 minut. Souběžně s tím se zapíná regulátor tlaku v systému dodávky kyslíku do skafandrů. Všechny automatické ventily jsou zdvojeny ručními.

Za letu je atmosféra tvořena prakticky čistým kyslíkem; před startem je užíváno směsi 60 % kyslíku a 40 % dusíku za tlaku mírně vyššího než atmosférický. V průběhu startu je tato atmosféra vypuštěna ventily vyrovnávajícími tlak a kabina je promyta čistým kyslíkem. Kosmonauti jsou po dobu několika hodin před startem hermeticky uzavřeni ve skafandrech s čistou kyslíkovou atmosférou, aby se z jejich krve odstranil veškerý dusík (pro nebezpečí dusíkové embólie. tzv. “kesonové nemoci" při poklesu tlaku).

Na palubě je k dispozici teplá i studená pitná voda. Prvotní zásoba je tankována na Zemi; doplňování zajišťují palivové články. V případě, že produkce vody přesáhne její spotřebu, je přebytečná voda přepouštěna do nádrže odpadní vody a eventuálně vypouštěna mimo loď. Z obou nádrží je voda vytlačována tlakovým kyslíkem.

Pro odběr pitné vody jsou na palubě jednak vodní pistole (pro pití a přípravu studených nápojů), dávkující vodu po 14 gramech (1/2 unce), a míchací baterie s dvěma ručními čerpadly, dávkujícími teplou a studenou vodu po 28 g.

Součástí systému ECS je též zařízení pro odsávání moče a její vypuštění mimo palubu a odvětrávané schránky na odpadky.

Navigační a řídicí systém

Obr.12) Apollo - Zjednodušené schéma navigačního a řídicího systémuObr.12) Apollo - Zjednodušené schéma navigačního a řídicího systému:
1 - primární navigační a řídicí systém (IMU, optika, počítač a digitální autopilot); 2 - záložní gyroskopy (BMAG) a akcelerometry; 3 - stabilizační a řídicí systém (SCS); 4 - ukazatele na palubní desce (FDAI); 5 - ruční páka řízení translačních manévrů; 6 - ruční páka řízení rotačních manévrů; 7 - hlavní motor pomocné sekce (SPS) a elektromotory jeho vychylování; 8 - systém stabilizačních motorků (RCS)

Ústředním prvkem primárního navigačního systému PGNCS (Primary Guidance, Navigation and Control System) je inerciální plošina IMU (Inertial Measurement Unit). Její vnitřní prvek, spojený prostřednictvím Kardanova závěsu se třemi stupni volnosti, si zachovává stálou (inerciální) polohu vůči hvězdám. Nese na sobě jednak sadu tří integrujících gyroskopů IRIG (Inertial Reference Integrating Gyro), jednak sadu tří integrujících akcelerometrů PIPA (Pulsed Integrating Pendulous Accelerometr). Gyroskopy indikují nepatrné změny orientace vnitřního prvku; elektrický signál je zesílen a veden do servomotorů, ovládajících jednotlivé osy Kardanova závěsu, aby se vnitřní prvek vrátil do původní polohy. Všechny měřicí prvky jsou dokonale termostatovány (viz tab. X), aby jejich měření bylo co nejpřesnější. Vnější kulovitý plášť IMU je chlazen zvláštním okruhem klimatizačního systému. Přenos tepla uvnitř zajišťuje cirkulující hélium pod tlakem 170 kPa (1,7 kp/cm2). Jednotlivé měřicí prvky jsou elektricky přitápěny na žádanou teplotu. Úhly natočení os Kardanova závěsu indikují orientaci lodě v prostoru, zatímco výstup z akcelerometrů udává negravitační zrychlení (tj. působení tahu motoru nebo odporu atmosféry) ve směru jednotlivých inerciálních os.

Tab. X. Hlavní charakteristiky navigačního systému

-------------------------------------------------------------------------------------
Veličina                                     Hodnota
-------------------------------------------------------------------------------------
Hmotnost inerciální plošiny                  19,3 kg
Průměr inerciální plošiny                    320 mm
Maximální příkon                             217 W
Klimatizace
   vnitřní prvek                             50 - 53 °C
   akcelerometry                             54 ± 0,0025 °C
   gyroskopy                                 57 ± 0,00018 °C
Rozlišení akcelerometrů *                    0,0585 m/s
Maximální chyba akcelerometru**              0,001 m/s2 (10-4g)
Rotační moment gyroskopu                     4,34 . 10-2 kg . m2/s
Úhlové rozlišení nastavení závěsů*           0,194 mrad (40")
Max. rychlost samovolné změny orientace **
   v beztíži                                 8 mrad/h (0,45° /h)
   při přetížení 1 g                         17 mrad/h (0,98° /h)
Chyba nastavení optiky**                     0,170 mrad (36")
Maximální měřitelné hodnoty
   lineární zrychlení                        ± 157 m/s2 (16 g)
   úhlová rychlost***                        ± 1,05 rad/s (60° /s)
   úhlové zrychlení***                       ± 6,28 rad/s2 (360° /s2)
-------------------------------------------------------------------------------------

*) Odpovídá jednomu pulsu předanému počítači. **) Všechny chyby jsou chápány jako střední směrodatná odchylka (?). ***) Kolem libovolné osy, vzdálené minimálně 10° od směru zablokování IMU.

Protože ani nejdokonalejší gyroskopický systém neudrží dokonalou stabilizaci po dlouhou dobu, je loď Apollo vybavena sextantem a zaměřovacím dalekohledem. Pomocí nich lze zaměřením vhodných objektů (hvězd, horizontu Země, orientačních bodů na povrchu) čas od času opravovat nastavení inerciální plošiny. Aby nedocházelo k vzájemnému posouvání optických přístrojů a IMU, jsou všechna tato zařízení montována na jediný tuhý nosný rám.

Záložním prostředkem pro určení orientace lodi jsou dvě sady po třech gyroskopech montovaných přímo na konstrukci lodě BMAG (Body Mounted Attitude Gyro), které udávají rychlost rotace; výslednou orientaci je nutno získat výpočtem.

Veškeré údaje jsou zpracovávány palubním počítačem a předávány digitálnímu autopilotu, který podle vloženého programu zajišťuje potřebné manévrování zapínáním jednotlivých trysek systému SM-RCS a ovládáním elektromotoru vychylujících motor SPS.

Záložní systém představuje SCS (Stabilization a Control System), který může pracovat buď paralelně s primárním řídicím systémem, nebo od něj přejímat část potřebných údajů. V tomto případě určují kosmonauti požadovanou orientaci (klopení, klonění a zatáčení) ručně nastavením tří otočných knoflíků na hlavní palubní desce (obr.15 vlevo dole) a elektronika SCS se snaží rozdíl mezi skutečnou a žádanou polohou vynulovat.

Vizuální kontrolu orientace umožňují dva identické umělé horizonty FDAI (Flight Director-Attitude Indicator), které kromě toho mohou třemi zabudovanými ručičkovými ukazateli indikovat podle volby posádky buď odchylku od žádané orientace, nebo rychlost rotace v jednotlivých osách.

Ruční zásahy do řízení umožňují dvě páky ručního řízení polohy RHC (Rotational Hand Controller) a jedna páka řízení translačních manévrů THC (Translational Hand Controller). Podle postavení přepínačů na palubní desce přebírají signály z nich buď primární nebo záložní řídicí systém. Dotáhnou-li se však řídicí páky až na doraz, ovládají přímo palivové ventily s vyřazením veškeré elektroniky. Tím je umožněno přímé ruční řízení, ovšem za cenu vyšší spotřeby paliva, neboť optimalizace manévru elektronikou je vyřazena z provozu.

Obr.12) Apollo - Zjednodušené schéma navigačního a řídicího systémuObr.13) Apollo - Ovládání orientace lodě a vektoru tahu ruční řídicí pákou RHC:
A - pohyb v klonění; B - pohyb v zatáčení

Navigační a řídicí systém Apolla byl konstruován s cílem dosáhnout při letech k Měsíci nezávislosti na pozemních sledovacích stanicích. Ve skutečnosti je však stanovení prvků dráhy lodě v prvé řadě zajišťováno pozemními prostředky (radiolokační měření vzdálenosti od stanice a dvoucestné dopplerovské měření relativní rychlosti vzhledem ke stanici), neboť tato metoda umožňuje jejich určení s přesností nejméně o jeden řád vyšší. Výsledky pozemních výpočtů jsou pravidelně doplňovány do paměti palubního počítače (tzv. stavový vektor lodě [x, y, z, x´, y´, z´]), z nichž pak v mezidobích “interpoluje" okamžitou polohu a rychlost na dráze.

Významnou součástí navigačního zařízení je systém sledování vstupu do atmosféry EMS (Entry Monitoring System), umístěný v levé části hlavní palubní desky. Jeho hlavním prvkem je zapisovač, který v průběhu aerodynamického brždění kreslí na mylarovou fólii závislost přetížení na celkové rychlosti letu. Fólie má na sobě předtištěný rastr přípustných křivek; úlohou osádky je sledovat, zda kreslená křivka sleduje některou z předpokládaných. Ručkový indikátor vztlaku ukazuje orientaci lodě a číslicový ukazatel pod zapisovačem vzdálenost od plánovaného bodu přistání.

Telekomunikační systém

V rámci unifikace sledovací sítě NASA bylo pro spojení s pilotovanými loděmi vybráno frekvenční pásmo S (2 GHz). Palubní telemetrický systém lodě Apollo zajišťuje přenos lidského hlasu (fónie), televizního signálu a především naměřených údajů na Zemi maximální rychlostí 52 600 bit/s. Data jsou předem zpracovávána do číslicové formy, skládána do bloků, opatřována kontrolními znaky zajišťujícími bezchybný přenos a konečně pulzní kódovou modulací namodulována na nosnou vlnu.

Obr.14) Sojuz - Apollo - Schéma rádiového spojeníObr.14) Sojuz - Apollo - Schéma rádiového spojení

Při společném letu, kdy se obě lodě budou pohybovat po relativně nízké oběžné dráze, by bylo sítí pozemních stanic zajištěno spojení jen asi na 15 % dráhy; proto bylo rozhodnuto využít k přímé retranslaci pokusné telekomunikační družice ATS-6, umístěné nad východní Afrikou, která bude na polovině oběhu zajišťovat spojení s pozemní stanicí u Madridu.

K fónickému spojení se sovětskou lodí a s vlastními i sovětskými pozemními stanicemi bude použito rádiových linek v oblasti VVF (viz obr.14).

V době, kdy je loď mimo dosah spojení, je možně telemetrické údaje zapisovat na palubní magnetofon na pásku 25 mm širokou rychlostmi 9,5 nebo 37 nebo 305 cm/s ve 14 stopách a na povel přehrát na Zemi.

Palubní deska

Obr.15) Apollo - Detailní pohled na část palubní desky s prvky pro řízení letuObr.15) Apollo - Detailní pohled na část palubní desky s prvky pro řízení letu

Na rozdíl od jednoduché palubní desky lodě Sojuz, je americký protějšek koncipován “klasicky" v duchu palubních desek letadel. Odráží se v tom markantně zásadní rozdíl v přístupu k provozu lodě. Zatímco na sovětské straně je maximum odpovědnosti na automatice a na pozemním personálu, je v amerických lodích položen na bedra osádky značný díl odpovědnosti. Je diskutabilní, který z přístupů je výhodnější; každý z nich má své klady i zápory. Americký systém je pružnější zejména v havarijních situacích (viz Apollo 13), ale na druhé straně za normálního provozu konzumuje velké procento pracovního času osádky, takže na vědecký výzkum připadne menší podíl, než v sovětských lodích. Kromě toho vyžaduje komplikované technické vybavení dlouhodobý trénink a v praxi předpokládá dlouhodobou zkušenost v leteckém provozu; to bylo zřejmě příčinou, proč v USA letěl první vědec-neletec teprve v Apollu 17.


Obr.16) Apollo - Rozmístění ovládacích a indikačních prvků na hlavním řídicím paneluObr.16) Apollo - Rozmístění ovládacích a indikačních prvků na hlavním řídicím panelu:
1 - dodávka proudu pro záložní stabilizační a řídicí systém (SCS); 2 - levý panel pojistek; 3 - ovládání fónického spojení; 4 - řízení letu (viz obr.15); 5 - ovládání motorků RCS; 6 - indikace závad systémů a zařízení; 7 - zásoby nadkritického kyslíku a vodíku; 8 - klimatizační zařízení; 9 - telekomunikační systém; 10 - systémy hlavního motoru pomocné sekce (SPS); 11 - systém dodávky elektrického proudu; 12 - ovládání fónického spojení; 13 - pravý panel pojistek; 14 - nastavování klimatizace

Přístroje a ovládací prvky na hlavní palubní desce MDC (Main Display Console) jsou seskupeny do logických skupin podle jednotlivých systémů (viz. obr.16). Zařízení, související s přímým řízením letu jsou soustředěna do levé části MDC, před sedadlo velitele lodě (obr.17). Kromě dvou umělých horizontů FDAI je zde umístěna jedna ze dvou klávesnic počítače, systém sledování vstupu do atmosféry EMS, jehož počítadlo (? V / RANGE) slouží při motorických manévrech ke hrubé kontrole velikosti motorického manévru. Kruhový indikátor vlevo ukazuje orientaci vektoru vztlaku. Dále vlevo je poplachový světelný indikátor (MASTER ALARM), který se automaticky rozsvěcuje v případě, že některá z měřených veličin se dostane mimo předem stanovené meze. Optická indikace je doplněna akustikou. Současně s tím se na tabuli umístěné nad hlavním panelem rozsvítí políčko, blíže určující systém nebo zařízení, na němž došlo k závadě. Pod poplachovým světlem, vedle FDAI je g-metr, indikující hrubě hodnoty negravitačního zrychlení. Pod ním jsou vypínače umožňující volit různé konfigurace navigačního a řídicího systému. Úplně vlevo dole jsou tři knoflíky, jimiž lze nastavit hodnoty žádané orientace lodě v smyslu úhlů klopení, klonění a zatáčení (ROLL, PITCH a YAW); kromě toho jich lze použít k nastavení záložního orientačního systému (tlačítkem GDC ALIGN). Vpravo od FDAI je výstražné světlo ABORT, které se rozsvítí v případě, že došlo k havárii nosné rakety. Pod ním jsou digitální stopky a pod nimi indikátor chodu motorů rakety (na obrázku je konfigurace užívaná pro Saturn V). Pod FDAI jsou umístěny víceúčelové ručičkové indikátory, ukazující tlaky v nádržích nosné rakety, případně úhly vychylování osy motoru SPS. Dva kolmo k sobě orientované knoflíky bezprostředně pod nimi slouží k ručnímu nastavení osy tahu motoru SPS před manévrem. Dva vypínače vlevo od nich, chráněné pro bezpečnost pérovými krytkami, (? V THRUST), jsou hlavní pojistky motoru SPS. Před manévrem je třeba alespoň jeden z nich přepnout do polohy “zapnuto" (NORMAL). Přepnutím obou do polohy “vypnuto" (OFF) je možné kdykoli manévr přerušit, ať je řízen automaticky (počítačem) nebo ručně (pomocí vypínače SPS THRUST DIRECT nebo tlačítka THRUST ON).

Obr.18) Apollo - Pravá polovina hlavní palubní desky (foto)Obr.17) Apollo - Levá polovina hlavní palubní desky (foto)Obr.17) Apollo - Levá polovina hlavní palubní desky (foto)

Obr.18) Apollo - Pravá polovina hlavní palubní desky (foto)

Na bočních palubních deskách jsou převážně umístěny automatické pojistky jednotlivých systémů.

Na ovládacím panelu optických navigačních přístrojů (sextantu a zaměřovacího dalekohledu) je duplicitní klávesnice palubního počítače.

Přistávací zařízení

Tab. XI. Průběh závěrečné přistávací fáze

--------------------------------------------------------------------------------------
Výška     Čas      Událost
(km)      (s) 
--------------------------------------------------------------------------------------
 15                Zahájení přistávací fáze
  9                Odjištěn přistávací systém
  7,2   T1         Sepnuto 1. barorelé
        T1 + 0,2   Odhozen kryt padákového prostoru
        T1 + 2     Vystřeleny stabilizační padáky
        T1 + 12    Plné rozevření stabilizačních padáků
  3     T2         Sepnuto 2. barorelé
        T2         Odhozeny stabilizační padáky
        T2         Vystřeleny vytahovací padáky
        T2 + 2     Vytaženy hlavní padáky
        T2 + 8     Částečné rozvinutí padáků (1. stupeň)
        T2 + 10    Uvolněna anténa radiomajáku
        T2 + 12    Úplné rozvinutí padáků (2. stupeň)
  0                Přistání
--------------------------------------------------------------------------------------

Po dokončení aerodynamického brzdění ve výši přibližně 9 km (30 000 stop) podle údaje palubního výškoměru odjistí posádka automatiku přistávacího zařízení ELS (Earth Landing System). Ta pak na příkaz barorelé ve výši 7,3 km (24 000 stop) odstřelí kryt padákového prostoru a vystřelí se páskové stabilizační padáky o průměru 4 m. Aby náraz nebyl příliš velký, jsou sepnuty lankem, které zamezuje jejich plnému rozvinutí. Náraz vytažení iniciuje roznětky se zpožděným zážehem u pyrotechnických patron, které po uplynutí předepsané doby vystřelí břity přesekávající spínací lanko a stabilizační padáky se rozevřou úplně.

Při dosažení výšky 3 km (10 000 stop) se stabilizační padáky odhodí a malé nálože vystřelí tři vytahovací padáčky (průměr 3 m), které vytáhnou tři hlavní padáky o průměru 25 metrů. Podobně jako stabilizační, i hlavní padáky se rozevírají postupně; tentokrát na dvě etapy. Souběžně s hlavními padáky se rozvinuje prutová anténa radiomajáku.

Po dopadu na vodní hladinu se na stisknutí tlačítka MAIN RELEASE uvolňují hlavní padáky, aby vítr nevláčel kabinu po moři. Současně se vypouští značkovací fluorescenční barvivo, které intenzívně zbarví vodu v okolí kabiny, aby ji bylo možno snadno z letadla zpozorovat.

Protože velitelská sekce může zaujmout dvě stabilní polohy, a to dnem dolů (STABLE 1), nebo dnem vzhůru (STABLE 2), jsou v padákovém prostoru umístěny tři vaky, které je možno nafouknout stlačeným kysličníkem uhličitým. Ty pak případně překlopenou loď převrátí do žádané polohy dnem dolů.

Pro případ porušení těsnosti při dopadu je osádka vybavena plovacími vestami, které si obléká ještě před vstupem do atmosféry.

Přechodový modul

Obr.19) Apollo - Příprava přechodového modulu na pozemní zkoušky (snímek: Aviation Week)Obr.19) Apollo - Příprava přechodového modulu na pozemní zkoušky (snímek: Aviation Week)

Jedinou součástí kosmické lodi Apollo, kterou musela firma Rockwell International, Space Div. v průběhu necelých dvou let navrhnout a zkonstruovat speciálně pro potřeby společného letu, je přechodový modul DM (Docking Module), jehož hlavním úkolem je vytvořit spojovací mezičlánek mezi americkou a sovětskou lodí.

Hlavním konstrukčním prvkem přechodového modulu je válec o průměru 1400 mm, zhotovený z hliníkové slitiny, o tloušťce stěny 15,8 mm, který tvoří vnější stěnu hermetického prostoru DM. V kuželově zkosené zadní části je umístěno standardní spojovací zařízení typu Apollo (přesněji řečeno, ta část, která bývala na měsíční sekci (podrobně viz L+K 49 (14) 535 (1973)). Na opačném konci je umístěna americká verze slučitelného obvodového androgynního spojovacího mechanismu. Celková délka přechodového modulu činí 3150 mm.

Uvnitř hermetické kabiny DM jsou při jedné stěně soustředěny na ovládacím panelu jednak prvky ovládání klimatizačního systému DM, jednak záložní patrony s hydroxidem lithným (analogické těm, jež jsou používány pro odstraňování kysličníku uhličitého z ovzduší velitelské sekce), jednak prvky ovládání telekomunikačního systému. V úložných prostorech DM jsou umístěny nouzové kyslíkové masky pro případ havárie, hasící přístroj, prodlužovací kabely interkomu s ovládací skříňkou, které američtí kosmonauti natáhnou do Sojuzu a dva stojany s televizními kamerami s příslušenstvím.

Na opačné straně přestupového modulu je umístěna malá univerzální elektrická tavící pec (viz L+K 51 (14) 544 (1975)), součást technického experimentu MA - 010.

Do přestupového modulu byl také umístěn převáděč, pracující v pásmu VVF/FM, součást slučitelného telekomunikačního zařízení projektu ASTP/ EPAS.

Protože významným úkolem přestupového modulu je sloužit ve funkci vzduchové propusti mezi loděmi s různými atmosférami, je vybaven značnou zásobou stlačeného kyslíku (21,7 kg) a dusíku (18,9 kg). Plyny jsou skladovány v plynném stavu za normální teploty a při tlaku 6,2 MPa (63 kp/cm2) ve čtyřech identických kulových nádržích, umístěných v párech po obou stranách vlastního tlakového tělesa. Jsou tepelně chráněny mnohavrstvou izolací z fólií z plastických hmot, přetažených přes lehkou trubkovou konstrukci; ochranu proti mikrometeoritům zajišťuje vnější plechový kryt z niklové slitiny Inconel.

V průběhu startu je přestupový modul uložen odděleně od vlastní kosmické lodě pod aerodynamickým krytem SLA (Spacecraft/Launch vehicle Adapter), v místech, kde při měsíčních expedicích bývala uložena měsíční sekce. Teprve po navedení na dráhu se Apollo připojí na DM a vytáhne ho z jeho lože na posledním stupni nosné rakety.

Aerodynamický kryt SLA

Tento kryt, který chrání při průletu atmosférou přestupový modul, současně přenáší tažnou sílu nosné rakety na kosmickou loď. Proto je jeho konstrukce značné robustní; je zhotoven ze silných voštinových desek z hliníkových slitin, zesílených hliníkovými podélníky. Má tvar komolého kužele o průměru spodní základny 6600 mm, horní základny 3800 mm a výšce 8500 mm. Konstrukčně se skládá z pěti prvků: dolní část o výšce přibližně 2 m tvoří tuhý prstenec, na jehož horním obvodu je zakotvena nosná konstrukce DM; horní část vytváří čtyři identické panely, které se po oddělení kosmické lodi na dráze odhazují.

Tab. XII. Hmotnosti jednotlivých sekcí lodi Apollo

-----------------------------------------------------------------
Sekce                       Hmotnost (kg)
-----------------------------------------------------------------
Velitelská sekce (CM)          5 944
Pomocná sekce (SM)             6 787
z toho palivo SPS              1 233
Přechodový modul (DM)          2 012
Kosmická loď Apollo celkem    14 743
Adaptér SLA                    2 089
Na oběžné dráze celkem        16 832
Záchranný systém (LES)         4 165
Při startu celkem             20 997
-----------------------------------------------------------------

Přepis článku: M.Filip (14.3.2003)

Aktualizováno : 06.04.2003

[ Obsah | Pilotované lety | Sojuz | Apollo | Sojuz 19 (EPAS) | Apollo ASTP | Doplněk o rozdílech přístrojových desek kabin Zond a Sojuz ]

Pokud není uvedeno jinak, jsou použité fotografie z NASA (viz. Using NASA Imagery) a dalších volně přístupných zdrojů.