Obsah > Pilotované lety > Apollo > Kosmická loď Apollo (popis CM a SM v L+K 1966)

Kosmická loď Apollo

Pro časopis Letectví + kosmonautika zpracoval: Antonín Vítek, SPACE
(L+K č.24 a 25/1966)

“I believe that this nation should commit itself to achieving the goal, before this decade is out, of landing a man on the Moon and returning him safely to the Earth."

(John F. Kennedy, 21. května 1961)

Těmito slovy postavil zesnulý americký president před svůj národ velký cil — dobytí Měsíce. Dnes, kdy každým dnem očekáváme start první pilotované kosmické lodi Apollo, bude zajímavé podívat se na prostředky, kterými hodlá ústav NASA tento úkol splnit.

Umístění kosmonautů ve velitelské sekci kosmické lodi ApolloJiž koncem roku 1961 zahájil NASA první fázi projektu. Zakázku na výrobu kosmické lodi získala v soutěži se silnou a početnou konkurenci firma North American Aviation. Spolu s 28 hlavními subdodavateli má do roku 1970 dodat celkem 29 maket kosmické lodi pro různé zkoušky, 7 modelů pro simulátory, 16 “letových lodi" série I (pouze pro lety kolem Země, bez zařízení pro setkání) a 10 až 12 letových lodí série II, určených pro vlastní lety k Měsíci. Koncem roku 1963 bylo dokončeno projektování prvního prototypu a započalo se s pozemními zkouškami jednotlivých částí lodi. Koncem roku 1964, kdy byly zpracovány výsledky laboratorních zkoušek, dostala konstrukce kabiny definitivní tvar a byla zahájena výroba prvních letových kabin série I.

První dvě letové zkoušky se zesíleným Saturnem I (dříve označovaným Saturn IB) 26. 2. a 25. 8. t. r. (1966 - pozn.M.F.) na balistických drahách proběhly vysoce úspěšně. V některých ukazatelích se sice vyskytly odchylky od předpokládaných hodnot (např. nižší tlak ve spalovací komoře motoru SM, odchylky v aerodynamickém vztlaku proti hodnotám naměřeným v tunelu, selhání teplotních čidel při druhém pokusu aj.), ale vcelku pokusy potvrdily způsobilost kosmické lodi ke startu člověka.

Protože v nejbližší době budou létat jen dvě části celé kosmické lodi Apollo — velitelská a pomocná sekce — omezíme se v dalším popisu na ně.

KONSTRUKCE

Velitelská sekce s konstrukcí záchranné věžeV startovní konfiguraci spočívá kompletní kosmická loď Apollo o délce 26 m na vrcholu třetího stupně Saturn V (S-IVB). Kosmickou loď tvoří tři základní části: velitelská sekce (CM - Command Module), ve které jsou umístěni kosmonauti, pomocná sekce (SM - Service Module) a měsíční sekce (LEM - Lunar Excursion Module), která má později sloužit pro přistání dvou členů posádky na měsíčním povrchu.

Pro záchranu posádky během havárie při startu je na vrcholu CM umístěna konstrukce záchranné věže (LES - Launch Escape System). Skládá se ze tří motorů ve válcovém pouzdře o délce 4 700 mm a průměru 650 mm, připojeném k CM prostřednictvím čtyřhranné, 3 m dlouhé, věžovité konstrukce ze svařovaných titanových trubek. Záchranný motor se čtyřmi tryskami skloněnými o 35° k ose motoru dává po dobu 8 s tah přibližně 70 Mp a má za úkol vzdálit dostatečně CM od havarované rakety, náklonový motor dává po 0,5 s 1130 kp. Odhazovací motor s dvěma tryskami o tahu 14330 kp (1,2 s) slouží k oddělení LES od CM. Během normálního letu se zapalují pouze poslední dva, 35 s po startu 2. stupně nosné rakety. Řídicí křidélka na špičce LES se vyklápí 11 s po oddělení CM od rakety a orientují CM tupým koncem ve směru pádu. Při záchraně z výšek nad 37 km orientaci provádí posádka řídicími tryskami CM-RCS.

Kuželovitá velitelská sekce CM maximálního průměru 3 912 mm a výšky 3 429 mm se sférickým dnem o poloměru křivosti 4 694 mm váži 5,5 tuny. Vlastní vnitřní tlaková kabina je vyrobena z hliníkové voštiny (slitina 5052) o síle 6,4 až 38 mm. Na voštinu je z obou stran přilepen hliníkový plech (slitina 2014) o síle 0,25 až 2,3 mm. Podobným způsobem je konstruován i hlavní příklop kabiny a průlezný komín na vrcholu CM o průměru 736 mm. Kabina je zkoušena na přetlak 0,65 atp, při kterém je povolen únik netěsnostmi 90 g/hod. V provozu bude vnitřní tlak jen 0.35 ata, neboť i zde, jako u předchozích typů kabin bude dýchán 100% kyslík. Ve stěnách kabiny jsou 4 okenní otvory; pátý je v hlavním příklopu.

Vnější stěnu kabiny tvoří tepelný štít. Na základní konstrukci z ocelového plechu je připevněna voština ze skelné tkaniny, která je potom vyplněna ablativním materiálem AVCOAT 5026-39, jehož síla se pohybuje mezi 8,5 až 39 mm. Během návratu do atmosféry dosáhne teplota na povrchu až 2700° C, zatímco na vnitřní straně štítu nemá přesáhnout 320°. Prostor mezí tepelným štítem a vlastní kabinou je vyplněn dvěma vrstvami isolace z křemenných vláken. Uvnitř kabiny jsou umístěna tři křesla, zavěšená na válcových tlumičích, vyplněných hliníkovou voštinou.

Rozmístění zařízení ve velitelské sekci (CM)Pomocná sekce SM má průměr 3 912 mm a délku přibližně 4 m. Je šesti hliníkovými příčkami rozdělena do 6 sektorů, z nichž 2 obsahují tanky na okysličovadlo, další 2 tanky na palivo pro motor SM. Zbývající pak obsahují tři palivové články a nádrže na stlačený kyslík, vodík a dusík. Suchá váha SM činí přibližně 4,5 t.

Pod pomocnou sekcí je adaptér pro měsíční sekci LEM. Je zhotoven ve tvaru komolého kužele z hliníkové voštiny o výšce 8,5 m a průměru, základny 6,7 m.

SPOJOVACÍ ZAŘÍZENÍ

Optická měřicí jednotka (OMU)Pro radarová zaměřování stanicemi v době, kdy se kabina nachází v blízkosti Země, se užívá 4 všesměrových antén nacházejících se na povrchu CM, které jsou napojeny na radiomaják pracující v pásmu C (5,4—5,9 GHz). Pro zaměřováni ve velkých vzdálenostech slouží převaděč pracující na pásmu S (2106 / 2287,5 MHz), vyvíjený firmou Collins Radio. Zařízení, které současně umožňuje přenos všech dat mezi Zemí a kosmickou lodi, váži 6,8 kg a má rozměry 13x24x30 cm, příkon 10 W a předpokládanou spolehlivost během letu k Měsíci a zpět 0,999591. Převaděč je stavěn modulově, takže se dá opravovat i během letu. Podobně je budováno i zařízení pro přenos telemetrických dat rychlostí 51 200 bitů za vteřinu. V době, kdy není spojení se Zemi, jsou data nahrávána na magnetofonový pásek 25 mm široký rychlostmi 9,5—37—305 cm/s ve 14 paralelních stopách. Pro spojení na pásmu S kromě všesměrových antén umístěných na CM je k dispozici směrová anténa, skládající se ze čtyř malých paraboloidů, umístěných na spodním okraji SM. Protože je čas od času vystavena působení výtokových plynů z jedné trysky řídicího systému, je zhotovena z niobu. Na Zem je zaměřována automaticky, pomocí dvou infračervených detektorů horizontu se zornými úhly 40° a 2°, pracujícími v oboru vlnových délek 14 - 22 µm.

ŘÍDICÍ A NAVIGAČNÍ SYSTÉM (GN&C)

Schéma řídicího a navigačního systému Jádrem tohoto systému je soustava setrvačníků (IMU - Inertial Measuring Unit), která je vyvíjena firmou AC Sparkplug Div., General Motors Corp. Celé zařízení je umístěno v kardanově závěsu se třemi stupni volnosti. Jsou v něm tři gyroskopy pro měření úhlového zrychlení a tři integrační akcelerometry. IMU váží asi 18 kg. Na stejné základní konstrukci z beryliové slitiny je připevněn sextant (SXT), zaměřovací dalekohled (SCT) a fotometr pro sledování horizontu (PHO). Toto optické vybavení (OMU - Optical Measuring Unit) od firmy Kollsman váží 16 kg a slouží k vizuálnímu nebo automatickému sledování hvězd, Země a Měsíce pro navigační účely. Naměřené hodnoty z IMU, OMU, palubního radaru pro setkáni a navigační údaje dodané ze Země telemetrií jsou prostřednictvím vyrovnávací vstupní jednotky (CDU — Coupling Data Unit) postoupeny ke zpracování jednomu ze dvou identických řídicích počítačů (GC — Guidance Computer), které se nacházejí v CM a LEM. GC, vyvíjený firmou Raytheon, váží 19 kg. Je to univerzální číslicový počítač, pracující s pevnou řádovou čárkou, s jednotkovým doplňkem, mající velkou fixovanou (“zadrátovanou") paměť o 36 864 slovech s podprogramy pro různé fáze letu a s doplňující feritovou operační pamětí o 2048 slovech. Základní délka slova je 15 bitů plus paritní bit, vybavovací doba je 11,7 µs, sčítání 23,4 µs, násobení 780 µs. Kromě vstupu z jmenovaných přístrojů mohou kosmonauti ovlivňovat chod počítače z klávesnice na palubní desce. GC generuje řídicí signály pro pohonný a stabilizační systém.

Pro informaci posádky je na palubní desce umístěn optický indikátor polohy, vyvíjený firmou Honeywell, napojený na duplikátní inerciální zařízeni. Pohybem koule z plastické hmoty o průměru 11 cm zobrazuje okamžitou polohu kosmické lodi vzhledem k pevně stanoveným osám v prostoru. V jeho blízkosti jsou umístěny ručkové ukazatele úhlových rychlostí rotace a ukazatelé odchylek polohy kabiny v jednotlivých osách. Toto zařízení slouží zejména ke kontrole činnosti stabilizačního systému a umožňuje posádce převzít ruční řízeni, když zjistí v automatice závady. Současně se užívá při nastavení sextantu a zaměřovacího dalekohledu. Celé zařízeni má rozměry 184x175x246 mm a váží 5,4 kg

Schéma pohonného systému pomocné sekce (SPS)Dalším důležitým přístrojem je ukazatel vektoru tahu hlavního motoru pomocné sekce (SPS). Užívá se při nastavení osy SPS před provedením manévru. Třetím navigačním ukazatelem je dv-metr, který přímo udává změnu rychlosti lodi, vyvolanou tahem některého motoru.

Pro ručni řízení jsou na palubě čtyři řídicí páky; dvě slouží pro řízení translace a dvě pro řízení rotace.

Celkem je na panelech v kabině rozmístěno 28 různých přístrojů s 566 vypínači a přepínači, 40 mechanickými ukazateli a 71 signálními světly. Posádka může provést 1079 různých kontrolních operací a 200 různých řídicích operací. Včetně opakování to znamená, že se během letu k Měsíci a zpět uskuteční nějakých 12000 zásahů do řízení lodi.

Dozor a řízení výstavby navigačního systému provádí výzkumný ústav Massachusetts Institute of Technology.

STABILIZAČNÍ A POHONNÝ SYSTÉM

Blokové schéma řídicího systému velitelské sekce (CM-RCS)Pro řízení polohy kosmické lodi jsou k dispozici dva systémy: systém řízení polohy pomocné sekce (SM-RCS - SM Reaction Control System) a systém řízení polohy velitelské sekce (CM-RCS).

SM-RCS je užíván k oddělení celé lodi od nosné rakety, ke spojeni se sekcí LEM, ke stabilizaci lodi během letu k Měsíci a zpět, k nastavení polohy kosmické lodi během korekčního manévru, manévru navedení na dráhu kolem Měsíce a startu z této dráhy a konečně k oddělení CM a SM před vstupem do atmosféry. Systém SM-RCS sestává ze 4 zcela nezávislých skupin po 4 motorech, umístěných v odstupech po 90° na boku SM. Každý ze 16 motorů vyvinutých firmou Marquardt váží 2,3 kg, je dlouhý 350 mm a výstupní průměr trysky má 140 mm. Maximálního tahu 45 kp je dosaženo během 15 ms. Ventily jsou ovládány elektromagneticky. Spalovací komora je zhotovena z jediného kusu molybdenu, na který je našroubována tryska z kobaltu. Motor pracuje při tlaku 6,5 ata, expanzním poměru 1 : 40 a spalovací teplotě 2 850° C. Teplota motoru je udržována pod 1 260° (maximální hodnota v hrdle trysky) chlazením filmem paliva a radiačně.

Motor pomocné sekce (SPS) Aerojet General AG-10-137Během sestupu do zemské atmosféry je poloha kosmické lodi řízena zvláštním systémem CM-RCS, vyvinutým firmou Rocketdyne. Jde v podstatě o dva nezávislé systémy po šesti motorech o tahu 41 kp. Podobně jako předchozí systém, pracuji s pohonnými hmotami Aerozine 50 (směs 50% asym. dimethylhydrazinu (CH3)2N.NH2 a 50% bezvodého hydrazinu (NH2.NH2) a kysličník dusičitý (N204). Celý systém s výjimkou dvou motorů pro řízení náklonu je umístěn v toroidálním prostoru mezi vlastní kabinou a tepelným štítem u spodního obvodu CM.

Pro velké změny dráhy (korekci, navedeni na oběžnou dráhu kolem Měsíce a start z ni) má sloužit motor pomocné sekce (SPS - Service Propulsion System) Aerojet General AG-10-137 o tahu 9 930 kp. Čtyři titanové tanky SM mohou pojmout až 17,5 t paliva (Aerozine 50 a kysličník dusičitý). Palivo je dopravováno do spalovací komory ablativně chlazené přetlakem hélia, skladovaného při 280 at ve dvou nádržích umístěných v ose SM. Motor je schopen provést 50 restartů a může nepřetržitě pracovat až 635 s.

SYSTÉM ZÁSOBOVANÍ ELEKTŘINOU

Schéma systému zásobování elektrickou energiíK dodávce proudu slouží systém tří palivových baterií, tří invertorů a tří akumulátorů. Každá z palivových baterií o váze 86 kg se skládá z 31 článků, z nichž každý dává 0,9 V stejnosměrného napětí, takže celá baterie dává 28 V. Při teplotě 233° C a tlaku 4 at přeměňuje vodík a kyslík na vodu. Jedna baterie dává 1,5 kW, v nouzovém případě může být výkon krátkodobě zvýšen až na 2,3 kW. Současně je produkováno 0,4 kg/h/kW pitné vody. Vodíková elektroda je niklová, kyslíková je z kysličníku nikelnatého a jako elektrolyt slouží 85% hydroxyd draselný. Odcházející vodní pára je chlazena vodným roztokem glykolu. Tři invertory, z nichž je v činnosti vždy jen jeden, přeměňuji část stejnosměrného proudu na třífázový střídavý proud 115/200 V, 400 Hz.

Tři baterie akumulátorů kysličník stříbrný-zinek slouží k dodávce proudu po oddělení CM od SM během sestupu do atmosféry a po přistáni. Během letu mohou vyrovnávat špičkové nárazy. Na palubě je k dispozici malá tranzistorová nabíječka.

SYSTÉM ZABEZPEČENÍ ŽIVOTNÍCH PODMÍNEK (LSS)

Schéma systému zabezpečení životních podmínek (LSS)Tento systém, vyvinutý firmou Garrett Corp., je schopen po dobu 14 dní udržovat vnitřní tlak kabiny na hodnotě 265±10 torrů při úniku 90 g kyslíku za hodinu, teplotu 24±3° C, relativní vlhkost 40 až 70 % a odstraňovat z oběhu kysličník uhličitý tak, aby jeho parciální tlak nepřesáhl 7,6 torru. Kromě toho musí zabezpečit vnitřní tlak 170 torrů ve skafandru v případě dekomprese kabiny a při havárii (proražení stěny kabiny meteoritem do velikosti otvoru 13 mm) má být schopen udržovat v lodi tlak 170 torrů po dobu 5 minut, která má stačit kosmonautům k oblečení skafandrů.

LSS sestává za tři hlavních části: oběh chladícího media (62,5% vodný roztok glykolu), oběžný systém skafandrů a oběžný systém kabiny.

Chladicí zařízeni je schopno ochladit 91 kg glykolu z 38° C na 8° za hodinu. Za normálních okolnosti se glykol chladí v radiátoru umístěném na boku SM; krátce po startu, kdy je tento radiátor aerodynamickým třením příliš zahřát a nemůže svou funkci vykonávat, podobně jako v okamžicích špičkového tepelného zatížení a po oddělení SM slouží jako záložní chladicí zařízení výparník odpadové vody. Glykol je udržován v oběhu dvěma čerpadly, z nichž v činnosti je vždy jen jedno. Pracují s přetlakem 2 atp, příkon proudu 32 W.

V oběžném systému skafandrů jsou opět dvě rotační dmychadla; jedno pracovní, druhé rezervní. (Ve schématu pro zjednodušení nejsou zdvojení zakreslena.) Plyn dále proudí jedním ze dvou paralelně zapojených absorbérů, které obsahuji 1,8 kg hydroxydu lithného (LiOH) pro zachyceni kysličníku uhličitého, vrstvu aktivního uhlí a filcový filtr. Kyslík, ze kterého byl odstraněn C02 a zapáchající látky, jde přes výměník tepla. Je-li teplota odcházejícího plynu vyšší než 10° C, prochází kyslík odlučovačem vody. Odpadní voda z oběžného systému skafandrů je odsávána pumpou, poháněnou tlakovým kyslíkem. Průtok kyslíku lze u každého skafandru nezávisle regulovat.

Padákový systém kabinyOběžný systém kabiny slouží k ventilaci a řízení teploty v celé lodi. Dva ventilátory prohánějí vzduch kabiny přes výměník tepla. Vstupní teplota glykolu ve výměníku nesmí klesnout pod 16°, výstupní nesmí přestoupit 38°. K vytápění kabiny se užívá odpadního tepla, odváděného jednou větví oběhu glykolu z elektronických bloků.

Kyslík unikající netěsnostmi z kabiny je doplňován z tlakové nádrže umístěné v SM (67 ata). Jeho tlak je nejprve redukován na 6,8 at.

Nouzový ventil přívodu kyslíku do kabiny se automaticky otvírá, klesne-li tlak v kabině pod 232 torrů. Jinak je tlak v kabině udržován při 165±10 torrů dvěma paralelními regulátory, které se však automaticky vypínají, kles-ne-li tlak pod 180 torrů, aby se šetřily zásoby kyslíku. Kromě toho se v tomto případě zapíná regulátor tlaku v oběhu skafandrů. Stejnou funkcí však mohou převzít i ručně řízené ventily.

Nádržka na odpadní vodu má kapacitu 25 kg a shromažďuje vodu odloučenou z oběžného systému skafandrů a v případě, že nádrž pitné vody s kapacitou 16 kg je plná, pak i vodu z palivových článků. Nádrže jsou tlakovány kyslíkem při 1,4 at.

Pro posádku se počítá 12 denních dávek potravin po 2 800 kal a dvě další dávky po 3 200 kal. Jídlo se skládá z 15 % bílkovin, 35 % tuků a 50 % cukrů. Obsahuje maximálně 3 % vlhkosti. Jedna denní dávka váži 0,7 kg a zaujímá objem 1 200 cm3.

Na palubě je k dispozici studená (10° C) a horká voda (68°) pro přípravu jídel.

PŘISTÁVACÍ ZAŘÍZENÍ

Ze zkoušek po přistání kabinyNa rozdíl od předchozích typů amerických kosmických lodí nemá Apollo zvláštní brzdicí rakety. Na sestupovou dráhu bude uváděn pomocí SPS.

Během průletu atmosférou může být využíváno vztlaku k efektivnímu řízení letu a k výběru místa přistání. Za normálních okolností začíná návrat do atmosféry ve výši 120 km. Za 100 vteřin stoupne tepelné namáhání na maximum 900 kcal/m2s. Kabina při tom klesne do výše 65 km. Teplota povrchu je v nejhorším případě 2 700° na náběžné hraně, 2 200° na zbytku sférického dna a na stěnách kužele jen 1600°. V této výši začne působit vztlak, který vynese kabinu zpět do 85 km. Tepelné namáhání klesne na 160 kcal/m2s. Při druhém návratu opět poněkud stoupne.

Po dosažení výšky přibližně 7,5 km se odhodí zadní; část kuželového krytu, pod kterou jsou ukryty padáky. V 7300 metrech jsou vypuštěny dva stabilizační padáky o průměru 4 m, zkoušené na náraz 1000 kp/m2 (předpokládaná hodnota 680 kp/m2). Tyto se odhodí ve výši asi 4 200 m a vypustí se tři pomocné padáky o průměru 3 m. V 3 200 metrech jsou odhozeny a vypouštějí se tři hlavní padáky o průměru 25 m, zkoušené na náraz 470 kp/m2. Aby bylo možno udržet náraz při jejich otvírání v přijatelných mezích, otvírají se ve dvou etapách. Při dopadu do vody nebo na zem se padáky automaticky uvolňují.

VÁHY SEKCÍ KOSMICKÉ LODI APOLLO

Sekce Systém srpen 1966 Odhad pro letový model II Max. přípustné hodnoty
CM 5332 5466 5556
SM 4672 5103 5126
Palivo SM 16817 17600 17674
LEM 13950 14515 14735
SLA (kryt LEMu) 1703 1769 1814
Celkem 42474 44453 44905

Fotografie a schémata k článku ,,Kosmická loď APOLLO,, : (Snímky: NASA, archiv)

  1. Umístění kosmonautů ve velitelské sekci kosmické lodi Apollo
  2. Rozmístění zařízení ve velitelské sekci (CM)
  3. Schéma řídicího a navigačního systému
  4. Velitelská sekce s konstrukcí záchranné věže
  5. Optická měřicí jednotka (OMU)
  6. Schéma pohonného systému pomocné sekce (SPS)
  7. Motor pomocné sekce (SPS) Aerojet General AG-10-137
  8. Blokové schéma řídicího systému velitelské sekce (CM-RCS)
  9. Schéma systému zásobování elektrickou energií
  10. Padákový systém kabiny
  11. Ze zkoušek po přistání kabiny
  12. Schéma systému zabezpečení životních podmínek (LSS)

Přepis textu: M.Filip, 29.10.2002

Aktualizováno : 16.11.2002

[ Obsah | Pilotované lety | Apollo ]

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