תאי הפיקוד/שירות של החללית אפולו

מתוך ויקיפדיה, האנציקלופדיה החופשית
קפיצה אל: ניווט, חיפוש
תא הפיקוד/שירות
‏‏‏‏‏‏‏Apollo CSM lunar orbit.jpg
ה-CSM במשימת אפולו 15 במסלול סביב הירח
מידע כללי
ייעוד נשיאת אסטרונאוטים למסלול סביב הירח
יצרן נורת' אמריקן אוויאיישן
ארץ ייצור Flag of the United States.svg  ארצות הברית
צוות 3
היסטוריית פעילות
סטטוס יצא משימוש
מפעיל נאס"א
משגר ליטל ג'ו 2, סטורן IB, סטורן 5
יחידות שיוצרו 31
טיסה ראשונה 20 בינואר 1966 (A-004)
טיסה אחרונה 15 ביוני 1975 (אפולו-סויוז)
משימות 21
כשלונות 1
אבידות 1
ביצועים
טווח פעולה מסלול סביב הירח
עמידות 14 יום

תאי הפיקוד/שירות (CSM) של החללית אפולו היו אחד מזוג חלליות (החללית השנייה נקראה רכב הנחיתה הירחי שנקרא בקיצור LM) ששימשו את תוכנית אפולו האמריקאית שהנחיתה אסטרונאוטים על הירח. ה-CSM נבנה עבור נאס"א על ידי נורת' אמריקן אוויאיישן. הוא שוגר לבדו לתת מסלול ולמסלול לווייני נמוך למשימות מבחן עם משגר הסטורן IB, ושלוש פעמים לבדו ותשע פעמים יחד עם רכב הנחיתה הירחי, כחלק ממכלול חללית האפולו עם משגר הסטורן V הגדול יותר, שהיה יכול לשלוח את ה-CSM לירח.

ה-CSM שימש במשימות מאוישות נוספות מחוץ לתוכנית אפולו, שכללו שלושה שיגורים במהלך תוכנית סקיילאב בשנים 1973-1974 ושיגור אחד במהלך תוכנית אפולו-סויוז ב-1975 שבה ה-CSM התקרב ועגן לחללית הרוסית סויוז במסלול סביב כדור הארץ.

ה-CSM הורכב משני חלקים: תא הפיקוד - תא שבו יכל לשהות צוות של 3 אנשים ושהכיל ציוד הנדרש לחדירה לאטמוספירה ותא השירות שסיפק את ההנעה, את הכוח החשמלי ומקום אחסון עבור החומרים המתכלים אשר נצרכו במהלך המשימה. תא השירות הופרד מתא הפיקוד ונשרף באטמוספירה לפני שתא הפיקוד חדר לאטמוספירה והביא את הצוות חזרה לכדור הארץ.

ה-CSM נועד בהתחלה להחזיר את שלושת האסטרונאוטים מפני הירח (במשימות לפי שיטת הטיסה הישרה) ולא להיעזר ברכב הנחיתה הירחי, כך שהוא לא היה צריך אמצעי עגינה עם חללית אחרת. לאחר שהוסיפו את מנגנון העגינה הנצרך ל-CSM הוחלט ליצור שתי גרסאות: בלוק I שיועד לשמש במשימות לא מאוישות ובמשימה מאוישת אחת במסלול סביב כדור הארץ (אפולו 1), ואילו בלוק II המתקדם יותר יועד להיות בשימוש יחד עם רכב הנחיתה הירחי. אבל טיסת אפולו 1 בוטלה בעקבות השרפה בתא הפיקוד שהרגה את הצוות והרסה את החללית בזמן מבחן חזרה לפני השיגור. התיקונים לבעיות שגרמו לשרפה יושמו בבלוק II, ששימש לכל המשימות המאוישות.

היסטוריה[עריכת קוד מקור | עריכה]

כאשר נורת' אמריקן אוויאיישן זכתה בחוזה הראשוני על חללית האפולו מנאס"א ב-28 בנובמבר 1961 החשיבה עדיין הייתה שהדרך היעילה ביותר להגיע לירח היא על ידי שיטת הטיסה הישירה ולא על ידי שיטת המפגש במסלול סביב הירח (LOR).‏[1] כתוצאה מכך, פיתוח החללית המשיך בלי שנוסף לה אמצעי עגינה לרכב הנחיתה הירחי. אבל שינוי שיטת ההגעה לירח ועוד מספר בעיות טכניות שנמצאו במערכות מסוימות (כגון במערכת קיום החיים), הבהיר מיד כי תכנון משמעותי מחדש של החללית יהיה נצרך. בשנת 1963, החליטה נאס"א שהדרך היעילה ביותר לשמור על מסלול התוכנית היא להמשיך בפיתוח שתי גרסאות:‏[2]

  • בלוק I - פיתוחו ימשיך כמו התכנון הראשוני וישמש לטיסות מבחן למסלול לווייני נמוך בלבד.
  • בלוק II - תהייה הגרסה שתשמש לטיסות לירח יחד עם רכב הנחיתה הירחי, כולל פתח עגינה, משקל נמוך יותר ולקחים שהופקו מהתקלות במערכות בלוק I. תכנון מערכת העגינה היה תלוי בתכנון רכב הנחיתה הירחי, שהחוזה על בנייתו היה של גראמן.

בינואר 1964, התחילה נורת' אמריקן אוויאיישן להציג לנאס"א את פרטי התכנון של בלוק II.‏[3] בלוק I שימש בכל משימות המבחן של הסטורן IB והסטורן V. בהתחלה תוכננו שתי משימות מאוישות בבלוק I, אך זה ירד מהפרק ב-1966. משימת AS-204 (או בשמה המוכר - אפולו 1) ששיגורה תוכנן להיות ב-21 בפברואר 1967 בוטלה כיוון שב-27 בינואר נהרגו כל שלושת האסטרונאוטים (גאס גריסום, אדוארד וייט ורוג'ר צ'אפי) בשרפה שהתחוללה בתא הפיקוד. השרפה חשפה ליקויי תכנון, בנייה ותחזוקה רציניים בבלוק I, שרבים מהם לא היו קורים בבלוק II אחרי התיקונים.

אחרי חקירה יסודית שנעשתה על ידי ועדת הביקורת מס' 204 לתוכנית אפולו, הוחלט להפסיק את המשימות המאוישות עם בלוק I, לתכנן את בלוק II ולשלב בו את ההמלצות של ועדת הביקורת. בבלוק II נכלל תכנון מתוקן למגן החום של ה-CM, אשר נבחן בטיסות המבחן הלא מאוישות - אפולו 4 ואפולו 6. הטיסה הראשונה המאוישת של בלוק II הייתה אפולו 7.

שני הגרסאות היו דומות בממדיהן הכלליים, אבל כמה שנויים בתכנון הביאו לירידה במשקל של בלוק II. החללית של משימת אפולו 1 שקלה 20,412 ק"ג, ואילו החללית של משימת אפולו 7 שקלה רק 16,520 ק"ג כמו כן, מכלי הדלק בתא השירות בבלוק I היו קצת יותר גדולים ממכלי הדלק בבלוק II. במפרט הטכני המפורט להלן, כל המשקלים שיינתנו הם של בלוק II, אלא אם יצוין אחרת.

תא הפיקוד (CM)[עריכת קוד מקור | עריכה]

תא הפיקוד היה חרוט קטום, גובהו היה 3.2 מטרים וקוטרו היה 3.9 מטרים מסביב לבסיסו. קדמת התא הכילה שני מנועי בקרת גישה, את תעלת העגינה ורכיבים של מערכת הנחיתה על כדור הארץ. חלקו המדוחס של התא שיכן את האסטרונאוטים, הכיל את תאי הציוד, את בקרי השליטה והצגים ומערכות רבות של חלליות. אחורי התא, הכיל 10 מנועי בקרת גישה, את מכלי הדלק שלהם ומיכלי מים טריים.

מבנה[עריכת קוד מקור | עריכה]

החלק הפנימי של תא הפיקוד היה עשוי מאלומיניום "סנדוויץ'" המורכב מאלומיניום במבנה חלת דבש שרותך בין שתי יריעות אלומיניום. מגן החום שכיסה את חלקו החיצוני של התא כלל 40 לוחות נפרדים שבניהם היו כמה חורים ופתחים בשביל מנועי בקרת הגישה ומערכות נוספות. החלק החיצוני של התא היה עשוי מאלומיניום "סנדוויץ'", מגן חום שעשוי מפנול-זכוכיתי שהתכלה בחדירה לאטמוספירה, שכבה של סיבי חומר מבודד הנקרא "Q-Felt", חורים לאטמים, שומרי לחות ושכבת רצועות תרמיות של אלומיניום PET.

מגן החום האחורי (הראשי) הורכב מארבעה משטחי אלומיניום במבנה חלת דבש מולחמים, מעטה מתכת שרותך בארבעה נקודות וטבעת היקפית. חלקי המעטה חוברו למשטחים ולטבעת על ידי תפסים. כל חלקי תא הפיקוד חוברו יחד על ידי מכשיר דמוי אוטוקלב ענק. מגן החום האחורי היה זהה למגן החום שכיסה את שאר חלקו החיצוני של התא, למעט שכבת האלומיניום PET.

מערכת הנחיתה על כדור הארץ (LES)[עריכת קוד מקור | עריכה]

רכיבי ה-LES נמצאו בקדמת התא סביב תעלת העגינה. קדמת התא הופרדה ממרכזו על ידי מחיצה והייתה מחולקת לארבעה חלקים של 90°. ה-LES כלל שלושה מצנחים ראשיים, שלושה מצנחי פריסה קטנים למצנחים הראשיים ("מצנחי הטייס"), שני מצנחי בלימה ששימשו לייצוב החללית, שלושה בלונים שמנעו את שקיעת החללית, כבל שחיבר את החללית למסוק החילוץ, סמן צבע וצינור חמצן שהאסטרונאוטים נשמו בעזרתו בזמן שעלו לפני המים במקרה שהחללית שקעה לפני החילוץ.

מרכז המסות של תא הפיקוד היה במרחק של כ-30 ס"מ ממרכז הלחץ שלו (מרכז הלחץ היה לאורך ציר הסימטריה). זה הקנה לחללית סיבוב במהלך החדירה לאטמוספירה שעזר לחללית להגיע לזווית הרצויה וגם סיפק לחללית כוח עילוי מסוים שהאט את מהירותה (יחס הגלישה של החללית היה 0.368:1‏[4]). כיוון התא נשלט על ידי סיבוב התא על ידי מנועי תמרון. בזמן שלא היה צורך בשינוי כיוון, התא הסתובב יותר באטיות וכוח העילוי נעלם. מערכת ה-LES הפחיתה במידה משמעותית את עומס ה-G שהאסטרונאוטים חוו, אפשרה שליטה טובה על כיוון החללית ודיוק גבוה יותר בנחיתה הימית.

בגובה 7.3 ק"מ הושלכו שאריות מגן החום הראשי לים על ידי ארבעה קפיצי דחיסה שהופעלו על ידי גז דחוס. באותו הזמן נפרסו שני מצנחי הבלימה, שהאטו את החללית למהירות של 201 קמ"ש. בגובה 3.3 ק"מ הושלכו המצנחים החרוטיים לים ו"מצנחי הטייס" ששלפו את המצנחים הראשיים, נפרסו. המצנחים הראשיים האטו את ה-CM למהירות של 35 קמ"ש, האטית מספיק לנחיתה בים. החלק הראשון של הקפסולה שבא במגע עם פני המים נבנה מצלעות נמעכות כדי להקטין את כוח הפגיעה. תא הפיקוד היה יכול לנחות אוקיינוס גם עם שני מצנחים ראשיים בלבד (כמו שקרה במשימת אפולו 15), המצנח השלישי היה רק אמצעי בטיחות.

מערכת בקרת הגישה (RCS)[עריכת קוד מקור | עריכה]

ה-RCS כלל 12 מנועי בקרת גישה (שכל אחד מהם היה בעל דחף של 410 kN): עשרה היו בחלקו התחתון של התא ושני מנועי עלרוד היו בקדמת התא. ארבעה מיכלים הכילו 120 ק"ג של MMH ו-N2O4. הדלק נדחס על ידי חצי ק"ג של הליום דחוס בלחץ של 4,150 PSI ‏(28.6 MPa) שאוחסן בשני מיכלים.

פתחים[עריכת קוד מקור | עריכה]

דלת פתח העגינה הקדמי

דלת פתח העגינה הקדמי הורכבה בחלקהּ העליון של תעלת העגינה. קוטרה היה 0.76 מטר ומשקלה היה 36 ק"ג. היא נבנתה משתי טבעות שהריתוך העניק להם צורה של משטח בעל מבנה חלת דבש. צידה החיצוני של הדלת כוסה ב-13 מ"מ של חומר בידוד ושכבה של אלומיניום. היא ננעלה בשש מקומות על ידי משאבת לחץ ידנית. במרכזה היה שסתום להשוואת לחץ האוויר בתעלה וברכב הנחיתה הירחי לפני הסרת הדלת.

גובהו של הפתח הצדדי (UCH) שממנו נכנסו ויצאו האסטרונאוטים כשהיו בכדור הארץ היה 0.74 מ', רוחבו היה 86.4 ס"מ, ומשקלו היה 102 ק"ג. הוא הופעל על ידי משאבת לחץ ידנית, אשר השתמשה במנגנון של מחגר שניים כדי לפתוח או לסגור את כל 15 הבריחים בבת אחת.

שלבי העגינה[עריכת קוד מקור | עריכה]

מערך חלקי מערכת העגינה
הגשש וחלקיו

מנגנון העגינה של החללית אפולו היה מערכת לא-אנדרוגינית, שכללה גשש שמוקם בחרטום ה-CSM, שהתחבר ל-"drogue" - חרוט קטום שהורכב בראש רכב הנחיתה הירחי. הגשש התארך כמו ג'ק כדי לתפוס את החרוט במגע הראשוני, המכונה "עגינה רכה". אז הגשש חזר אחורה כדי למשוך את שתי החלליות ביחד כדי ליצור נעילה, המכונה "עגינה קשה". נאס"א תכננה את המנגנון כדי שתהיה לו היכולת לעשות את הדברים הבאים:

  • לאפשר לשני כלי הרכב להתחבר חיבור ראשוני ולהחליש את התנועה והאנרגיה העודפים הנגרמות על ידי העגינה.
  • ליישר ולמרכז את שני כלי הרכב ולמשוך אותם יחד כדי להגיע למצב של חיבור כלי הרכב.
  • לספק חיבור חזק בין שני כלי הרכב, ולהיות מסוגל להפריד ולחבר את כלי הרכב מחדש על ידי איש צוות יחיד.
  • לספק אמצעי הפרדה שיגרום לשני הרכבים להיות מרוחקים זה מזה בחזרה לכדור הארץ, על ידי שימוש במחברים פירוטכניים שנמצאו סביב תעלת העגינה של ה-CSM.
  • לספק גיבוי לחשמל ברכב הנחיתה הירחי ולספק שליטה על הרכיבים החשמליים והפירוטכניים בשני הרכבים.

התחברות[עריכת קוד מקור | עריכה]

כשהגשש נגע בחרוט שבקדמת רכב הנחיתה הירחי, שלושה תפסים קפיציים שהיו בראש הגשש נתפסו על חור החרוט. תפסים אלו אפשרו את מה שנקרא "עגינה רכה" שגרמה לעלרוד ולסבסוב בכלי הרכב להחלש. תנועה מיותרת של כלי הרכב בזמן ה-"עגינה קשה" עלולה לגרום נזק לטבעת העגינה ולתעלת העגינה. מחבר הדק שהיה בכל אחד משלושת התפסים ננעל על חור החרוט ואפשר לבוכנת הגשש למשוך את רכב הנחיתה הירחי בלי להתנתק ממנו. החרוט שהיה בקצה העליון של התעלה ברכב הנחיתה הירחי, נבנה מאלומיניום "סנדוויץ" שעובי חלקו הפנימי היה אינץ'.

היצמדות[עריכת קוד מקור | עריכה]

אחרי ההתחברות וההתייצבות הראשונית של כלי הרכב, הגשש הפעיל כוח של 4.4 קילו ניוטון כדי למשוך את כלי הרכב יחד. כוח זה נוצר על ידי לחץ גז שהופעל על הבוכנה בצילינדר הגשש. אחרי כניסת הבוכנה אחורה לתוך הצילינדר הופעלו 12 התפסים האוטומטיים שמוקמו סביב החלק הפנימי של טבעת העגינה שנעלו את ה-LM ל-CSM. התפסים נדרכו ידנית מחדש על ידי אסטרונאוט אחרי כל עגינה (במשימות לירח היו שתי עגינות).

היפרדות[עריכת קוד מקור | עריכה]

תפס ההתארכות האוטומטי היה מחובר לגוף צילינדר הגשש ושמר שבוכנת הגשש תישאר בתוך הצילינדר. בזמן הפרדת כלי הרכב, שחרור שלושת התפסים הקטנים בראש הגשש התאפשר על ידי הזרמת זרם ישר בזוג מנועי סיבוב שנמצאו במרכז בוכנת הגשש. במקרה שהיה טמפרטורה נמוכה, פעולת שחרור התפסים נעשתה באופן ידני על ידי לחיצה מתוך ה-LM על סליל הנעילה דרך חור בראש הגשש. השחרור מה-CSM נעשה על ידי סיבוב ידית השחרור שנמצאה בחלק האחורי של הגשש שהפעילה ידנית את מנוע ציר הסיבוב. כאשר תא הפיקוד וה-LM נפרדו בפעם האחרונה (לפני החדירה לאטמוספירה), הגשש וטבעת העגינה הופרדו על ידי נפצים קטנים שהשאירו את כל מערכת העגינה ב-LM. במקרה של ביטול המשימה במהלך השיגור, במערכת העגינה היה פיצוץ שהשליך את הגשש וטבעת העגינה כאשר ה-CM נפרד ממגן מערכת המילוט.

סידור פנים התא[עריכת קוד מקור | עריכה]

פנים תא השירות
לוח הבקרה הראשי של תא הפיקוד

חלקו המדוחס של תא הפיקוד היה תא המגורים היחיד של האסטרונאוטים. נפחו היה 5.9 מטרים מעוקבים והכיל את לוחות הבקרה הראשיים, את מושבי הצוות, מערכות ניווט והנחיה, תאי מזון וציוד, את מערכת הטיפול בפסולת ואת תעלת העגינה.

לוח הבקרה הראשי השתרע על חלקו הקדמי של תא הפיקוד בצורת חצי-סהר, אורכו היה כמעט 2.1 מטרים ורוחבו היה 0.9 מטר. לוח הבקרה הראשי התחלק לשלושה חלקים שכל אחד מהם הכיל את הכפתורים והצגים שבהם נעזר איש הצוות שישב מול אותו חלק. לוח הבקרה של מפקד המשימה (שהיה בצד שמאל) כלל את צגי המהירות, היחס, הגובה, בקרת הטיסה הראשית ואת צג גישת מנהל הטיסה (FDAI).

טייס תא הפיקוד שימש כנווט, ולכן לוח הבקרה שלו (במרכז) כלל את צג מחשב הניווט וההדרכה (GNC), צג ההתראות וההזהרות, שעון המשימה, בקרי מערכת ההנעה של תא השירות (SPS) ומערכת בקרת הגישה (RCS) ואת בקרי מערכת קיום החיים.

טייס רכב הנחיתה הירחי שימש כמהנדס מערכות, ולכן לוח הבקרה שלו (בצד ימין) כלל את מתגי השליטה ואת מוני תאי הדלק, צגי הסוללות והחשמל וצגי התקשורת.

מצדדיו של לוח הבקרה הראשי היו עוד מספר לוחות בקרה קטנים יותר. מצידו השמאלי היו את בקרי השמע ומבטחים חשמליים. הלוח מצידו הימני היה די דומה ללוח הבקרה מצידו השמאלי אך נוספו עליו כמה מתגים של מערכת קיום החיים. בסך הכל, כל לוחות הבקרה של תא הפיקוד כללו 24 מכשירים (כגון גירוסקופ וכדומה), 566 מתגים, 40 צגים ו-71 נורות.

שלושת מושבי הצוות נבנו מצינורות פלדה חלולים שצופו בבד חסין אש הנקרא "ארמלון". משענות הרגליים של שני המושבים החיצוניים יכלו להתכוון למגוון גדול של תנוחות ומשענת הגב של המושב האמצעי יכלה להתנתק ממקומה ולהיות מונחת על הקיר האחורי. שני בקרי יד ששלטו על הסיבוב והתזוזה הקווית של ה-CSM הותקנו על משענות הידיים של המושב השמאלי. איש הצוות שהשתמש בבקר התזוזה הקווית של ה-CSM היה איש הצוות שביצע את תמרון העגינה ב-LM (בדרך כלל זה היה טייס ה-CM). למושב האמצעי והימיני היו בקרי סיבוב זהים. המושבים נתמכו על ידי 8 בולמי זעזועים שנועדו להחליש את הפגיעה במים ובמצב חירום - את השפעת הפגיעה ביבשה.

חלל התא חולק לששה אגפי ציוד:

  • אגף הציוד התחתון הכיל את מחשב הניווט וההדרכה, הסקסטנט, הטלסקופ, היחידה למדידות אינרציאליות שסיפקה מידע על המהירות, על המיקום היחסי ועל כוחות המשיכה שפעלו על החללית; מערכות איתות שונות שעזרו למרכז הבקרה בכדור הארץ לתקשר עם חללית; ציוד רפואי, מקום השקעים לחיבורי התקשורת, מגבר לגלי רדיו בתדר S וכו'. בקר סיבוב נוסף היה מוצמד לקיר האגף כדי שטייס ה-CM/הנווט יוכל במידת הצורך לסובב את החללית בזמן שהסתכל בטלסקופ כדי למצוא כוכבים בשביל לבצע מדידות ניווט עם הסקסטנט. אגף זה סיפק כמות משמעותית של מקום עבור האסטרונאוטים כדי לנוע בחללית, בניגוד לתנאי הצפיפות שהיו בחלליות הקודמות מרקורי וג'מיני.
  • אגף הציוד הקדמי שמאלי הכיל ארבעה תאים לאחסון מזון, מחליף החום של התא, מחבר חליפת הלחץ, אספקת מים ראויים לשתייה ואת עינית טלסקופ הניווט וההדרכה.
  • אגף הציוד הקדמי ימני הכיל שני מכלים שאחסונו את ערכות ההישרדות, ערכת כרטיסי נתונים ושאר ציוד המשמש לתיעוד משימתי.
  • אגף הציוד האמצעי שמאלי הכיל מיכל חמצן, את מערכת אספקת המים, אספקת מזון, בקרי השסתום לשחרור הלחץ בתא וחבילת ה-ECS.
  • אגף הציוד האמצעי ימני הכיל את ערכות הציוד הרפואי, מערכת הטיפול בפסולת, מזון וציוד היגייני ותא לאחסון הפסולת.
  • אגף האחסון האחורי שהיה מאחורי מושבי הצוות הכיל ציוד למצלמת ה-70 מ"מ, בגדים לאסטרונאוטים, ערכות מכשור, שקיות אחסון, מטף לכיבוי אש, סופג הפחמן דו-חמצני, ערכות לתחזוק חליפות החלל, ציוד למצלמת ה-16 מ"מ ומכל דוגמיות קרקע הירח.

ל-CM היו חמישה חלונות. שטחם של שני החלונות הצדדיים שהיו ליד המושב הימני והשמאלי היה 33 סמ"ר. שטחם של שני חלונות המפגש המשולשים שהיו בקדמת ה-CM היה 336.6, שסייעו למפגש ולעגינה עם ה-LM. קוטרו של חלון הפתח שהיה נמצא מעל המושב האמצעי היה 27 ס"מ. כל חלון הורכב משלוש שמשות זכוכית עבות. שני השמשות הפנימיות היו עשויות מאלומינוסיליקט ששמר על הלחץ הפנימי בתוך התא. השמשה החיצונית שהייתה עשויה מסגסוגת של סיליקה שימשה כמגן פסולת חללית וגם כחלק ממגן החום. לכל חלון היה ציפוי אנטי-רפלקטיבי וציפוי מחזיר אור כחול-אדום על השמשה הפנימית.

מפרט[עריכת קוד מקור | עריכה]

תא הפיקוד של משימת אפולו 14 במרכז החלל קנדי
  • אנשי צוות: 3
  • נפח התא: 6.2 מטר מעוקב
  • גובה: 3.5 מטרים
  • קוטר: 3.9 מטרים
  • מסה: 5,560 ק"ג
  • מסת גוף התא: 1,560 ק"ג
  • מסת מגן החום: 850 ק"ג
  • מסת מנוע RCS יחיד: 33.2 ק"ג
  • מסת ציוד החזרה לכדור הארץ: 240 ק"ג
  • מסת ציוד הניווט: 500 ק"ג
  • מסת ציוד הטלמטריה: 200 ק"ג
  • מסת הציוד החשמלי: 680 ק"ג
  • מסת מערכות התקשורת: 100 ק"ג
  • מסת מושבי הצוות והמזון: 540 ק"ג
  • מסת מערכת קיום החיים: 200 ק"ג
  • מסת ציוד חירום: 200 ק"ג
  • דחף מנועי ה-RCS:‏ 12 × 410 ניוטון
  • דלק מנועי ה-RCS:‏ UDMH/N2O4
  • מסת דלק מנועי ה-RCS:‏ 120 ק"ג
  • קיבולת מי השתייה: 15 ק"ג
  • קיבולת השפכים: 26 ק"ג
  • סופג פחמן דו-חמצני: ליתיום הידרוקסיד
  • סופג ריחות: פחם פעיל
  • סוללות חשמליות: שלוש סוללות כסף-אבץ המפיקות 40 אמפר-שעה כל אחת; שני סוללות כסף-אבץ המפיקות 0.75 אמפר-שעה כל אחת המשמשות לפירוטכניקה של המצנחים.
  • מצנחים: שני מצנחי בלימה שקוטר כל אחד מהם הוא 4.9 מטר, שלושה מצנחי פריסה למצנחים הראשיים שקוטר כל אחד מהם הוא 2.2 מטר, שלושה מצנחים ראשיים שקוטר כל אחד מהם הוא 25.5 מטר.

תא השירות (SM)[עריכת קוד מקור | עריכה]

מבנה[עריכת קוד מקור | עריכה]

תא השירות היה תא בצורת גליל לא מדוחס. אורכו היה 7.5 מטרים וקוטרו 3.9 מטרים. במרכז התא היה תעלה בקוטר של 1.1 מטרים, שהוקפה בשישה חלקים שנחתכו מתוך תא השירות העגול. החלקים הופרדו זה מזה על ידי ששה משטחים מעוגלים. החלקים כוסו מבחוץ על ידי ארבעה משטחי אלומיניום במבנה חלת דבש ונתמכו על ידי מגן החום של המנוע. הזווית של כל חלק לא הייתה שווה בדיוק ל-60° אלא הייתה שונה בכל חלק בהתאם לצורך.

  • חלק 1 (50°): בתכנונים המקוריים חלק 1 לא היה אמור להיות בשימוש והיה אמור להיות מלא בחומר איזון כדי לשמור על מרכז הכובד של ה-SM. בשלושת הנחיתות האחרונות על הירח (משימות מסוג I-J) הוא הכיל ציוד מדעי (SIM) שכלל חבילה של חיישני מסלול ירחי ולוויין קטן.
  • חלק 2 (70°): הכיל את מיכל המחמצן של מערכת ההנעה של תא השירות (SPS), שהעביר את הדלק ישירות למנוע ושהיה מלא ברציפות הודות למכל מחמצן נוסף ששמר עליו מלא עד שהאחרון התרוקן. גובהו של המיכל היה 3.91 מטרים, קוטרו היה 1.3 מטרים והוא הכיל 6,315 ק"ג של מחמצן.
  • חלק 3 (60°): הכיל את מיכל האחסון של המחמצן. היה לו את אותה צורה כמו של מיכל המחמצן שהעביר את הדלק למנוע אך הוא היה קצת קטן יותר - גובהו היה 3.924 מטרים, קוטרו היה 1.1 מטרים והוא הכיל 5,118 ק"ג של מחמצן.
  • חלק 5 (70°): הכיל את מיכל הדלק שממנו הועבר הדלק למנוע. המיכל היה באותו גודל כמו של מיכל המחמצן שהעביר את הדלק למנוע והוא הכיל 3,950 ק"ג של דלק.
  • חלק 6 (60°): הכיל את מיכל האחסון של הדלק. המיכל היה באותו גודל כמו של מיכל האחסון של המחמצן והוא הכיל 3,201 ק"ג של דלק.

אורכו של המתאם בין ה-SM ל-CM היה 86.4 ס"מ. הוא כלל את מחשב מערכת בקרת הגישה (RCS), חיבור טבורי ל-CM, בקר ה-EPS, בקר ההפרדה של שני התאים, רכיבים לאנטנת ההגבר הגבוה ואת שמונת מקרני ה-EPS. החיבור הטבורי ל-CM הכיל את חיבורי החשמל והצנרת העיקריים. המעטה החיצוני של ה-SM הכיל זרקור שעזר לטייס תא הפיקוד להוציא את סרטי הצילום מה-SIM בהליכת חלל. הזרקור יכל להאיר למרחק של ק"מ ועזר להתחברות ל-LM.

ה-CM היה מחובר ל-SM באמצעות שלוש רצועות חזקות מפלדת אל-חלד שהוברגו למגן החום האחורי של ה-CM. ה-SM נשאר מחובר בכל המסע ל-CM עד שהושלך קצת לפני הכניסה לאטמוספירה. בזמן ההשלכה של תא השירות החיבורים בין ה-CM ל-SM נחתכו על ידי הפעלת גיליוטינה פירוטכנית. לאחר ההשלכה, מנועי התמרון של ה-SM הופעלו אוטומטית כדי להרחיקו מה-CM עד שאחד מזוג מיכלי ה-RCS או תאי הדלק התרוקן. לאחר מכן מנועי התמרון הופעלו שוב במשך 5 שניות והעניקו לתא השירות גלגול כדי לוודא שה-SM יטוס במסלול שונה מזה של ה-CM בזמן החדירה לאטמוספירה.

מערכת ההנעה של תא השירות (SPS)[עריכת קוד מקור | עריכה]

מנוע ה-SPS שימש להוצאת והכנסת ה-CSM ממסלול סביב הירח ולתיקוני מסלול בין כדור הארץ לירח. המנוע היה מנוע AJ-10-137[5] שדלקו היה אירוזין 50 ומחמצנו היה N2O4. הדלק והמחמצן הוזרמו למנוע על ידי 1.11 מטרים מעוקבים של הליום בלחץ של 25 MPa מתוך שני מכלים עגולים שכל אחד מהם היה בקוטר של מטר.

אורכו של המנוע היה 3.882 מטרים וקוטרו היה 2.501 מטרים בבסיסו. על המנוע היו שני גימבלים שבזמן הבעירה של ה-SPS הם החליפו את מערכת ה-RCS ושלטו על העלרוד והסבסוב של החללית. תא הבעירה של המנוע ומכלי ההליום הדחוס שהזרימו את הדלק למנוע היו בתעלה במרכז תא השירות.

כוח הדחף של המנוע היה כפול מהכוח שהיה צריך בשביל משימות בשיטת המפגש במסלול סביב הירח (LOR) כיוון שבתכנון הראשוני המנוע היה צריך להרים מפני הירח את ה-CM עם SM גדול בהרבה בגלל שהתכנון הראשוני של החללית היה לפי שיטת הטיסה הישירה.‏[6] באפריל 1962 חתמה נאס"א על חוזה עם חברת אירוג'ט ג'נרל על התחלת פיתוח המנוע. כל זה קרה לפני ששיטת ה-LOR נבחרה רשמית ביולי של אותה שנה.‏[7]

מערכת בקרת הגישה (RCS)[עריכת קוד מקור | עריכה]

ארבע קבוצות של ארבע מנועי RCS הותקנו סביב חלקו העליון של ה-SM בכל 90°. ששה עשר המנועים הללו סיפקו שליטה על הסיבוב ותנועה הקווית בכל שלושת צירי החללית. כל מנוע RCS הפיק דחף של 440 ניוטון ושרף MMH בתור דלק ו-N2O4 בתור מחמצן. גודלה של כל קבוצת מנועים היה 2.4 על 0.91 מטרים, והיה לה מכל דלק, מכל מחמצן, מכל הליום דחוס, שסתומים ווסתים.

רכב הנחיתה הירחי השתמש במערכת ה-RCS שלו בארבע קבוצות מנועים הדומות לאלה ב-CSM.

מערכת הכוח החשמלי (EPS)[עריכת קוד מקור | עריכה]

שלושת תאי הדלק שהפיקו חשמל ל-CSM במשימות לנחיתה על הירח

הכוח החשמלי הופק על ידי שלושה תאי דלק (המגיבים היו מימן וחמצן) שגובהם הוא 1.1 מטר, קוטרם הוא 0.56 מטר ומשקל כל אחד מהם הוא 111 ק"ג. תוצר הלוואי של פעולת התאים היה מים ששימשו לשתייה ולצרכים אחרים. המגיבים הוזרמו אל התאים משני מיכלים גליליים בעלי כיפות בצורת חצי כדור שקוטרם היה 0.806 מטר שכל אחד מהם הכיל 13 ק"ג של מימן נוזלי ומשני מיכלים כדוריים שקוטרם היה 0.66 מטר שכל אחד מהם הכיל 148 ק"ג של חמצן נוזלי (שסיפק חמצן גם למערכת קיום החיים בתא).

במשימת אפולו 13 מערכת הכוח החשמלי הושבתה כתוצאה מהתפוצצות של מכל חמצן אחד שניקב את המכל השני והוביל לאובדן של כל החמצן. לאחר הפיצוץ, מיכל חמצן שלישי הזרים חמצן לתאים כדי למנוע את פעולתם כשהם מכילים פחות מ-50% מקיבולתם מה שאפשר את הסרת הציוד של המאוורר המערבל הפנימי, שגרם לפיצוץ.

החל ממשימת אפולו 14 נוספו ל-SM סוללות עזר של 400 אמפר שעה למקרה חירום. באפולו 13 הסתמכו מאוד על סוללות הכניסה לאטמוספירה בשעות הראשונות אחרי הפיצוץ. הסוללה החדשה לא יכלה לספק חשמל ל-CM ליותר מ-5-10 שעות אבל היא יכלה "לשמור" על החשמל בסוללות הכניסה לאטמוספירה במקרה של אובדן זמני של כל שלושת תאי הדלק, כמו שקרה במשימת אפולו 12 שנפגעה פעמיים מברק זמן קצר לאחר השיגור.

מערכת קיום החיים (ECS)[עריכת קוד מקור | עריכה]

מערכת קיום החיים (Environmental Control System) כללה מיכלי אחסון שהכילו מים וחמצן. חום עודף מה-CM הושלך לחלל בעזרת שני מקרנים ששטח כל אחד מהם היה 2.8 מ"ר. המקרנים נמצאו בחלקו התחתון של ה-SM - אחד נפרש על חלקים 2 ו-3 והשני על חלקים 5 ו-6.

מערכת התקשורת[עריכת קוד מקור | עריכה]

לשם תקשורת קצרת טווח בין ה-CSM וה-LM השתמשו בשתי אנטנות חרב לקליטת תדר גבוה מאוד (VHF) שנמצאו בדיוק מעל למקרני ה-ECS.

אנטנת ההגבר הגבוה לגלי רדיו בתדר S שהייתה יכולה לשנות את כיוונה שימשה לתקשורת ארוכת טווח עם כדור הארץ והייתה מורכבת בחלקו התחתון של ה-SM. האנטנה הורכבה מארבע צלחות החזרה בקוטר של 0.79 מטר שהקיפו צלחת החזרה מרובעת שאורך צלעה היה 0.28 מטר. במהלך השיגור האנטנה הייתה מקופלת במקביל למנוע הראשי כדי להתאים למתאם החללית (SLA). אחרי הפרדת ה-CSM ממתאם החללית, האנטנה נפרסה בזווית ישרה ל-CM.

שתי אנטנות רב כיווניות לגלי רדיו בתדר S שהיו על ה-CM הופעלו כאשר אנטנת ההגבר הגבוה לא יכלה להיות מכוונת לכדור הארץ. אנטנות אלו שימשו גם בין הזמן שבין השלכת ה-SM לנחיתת החללית בים.

מפרט[עריכת קוד מקור | עריכה]

השינויים בחללית למשימות עם משגר הסטורן IB[עריכת קוד מקור | עריכה]

יכולת הנשיאה של משגר הסטורן IB למסלול לווייני נמוך (LEO) הייתה קטנה ממשקלו של ה-CSM כשהיה מלא בדלק, אך זו לא הייתה בעיה כיוון שהשינוי הנדרש במהירות (ה-ΔV) היה קטן בהרבה מזה שנדרש במשימות לירח ולכן ה-CSM תודלק רק בחצי מכמות הדלק, על ידי הרקת מכלי האחסון של הדלק והמחמצן והשארת מכל הליום דחוס יחיד.‏[8] כיוון שמסת ה-CSM במצב זה הייתה יותר קטנה מיכולת השיגור של הסטורן IB הוסיפו לו עוד דלק למערכת ה-RCS, למקרה שיש כשל ב-SPS.‏[9] ה-CSM שוגר למסלול לווייני נמוך במשקל של 14,768 ק"ג בפרויקט אפולו-סויוז ובמשקל של 21,000 ק"ג במשימת סקילאב 4.

האנטנות הרב כיווניות הספיקו לתקשורת עם כדור הארץ במשימות למסלול לווייני נמוך ולכן במשימות אפולו 1, אפולו 7 ובשלושת המשימות לתחנת החלל סקיילאב אנטנת ההגבר הגבוה לגלי רדיו בתדר S הוסרה מה-SM. האנטנה הוחזרה ל-SM במשימת אפולו-סויוז בשביל שיוכלו לתקשר עם הלוויין ATS-6 שהייה במסלול גיאוסטציונרי ושימש למבחן מוקדם של מערכת ה-TDRSS.

בגלל שבמשימות סקיילאב האסטרונאוטים לא היו רוב הזמן ב-CSM, הסירו את אחד משלושת תאי הדלק המספקים חשמל מה-SM.

לתא הפיקוד הייתה אפשרות להגדלת מספר אנשי הצוות על ידי הוספת מושבים באגף הציוד התחתון. ל-CM-119 נוספו שני מושבים מתקפלים כדי שיוכל לשמש במידת הצורך כסירת הצלה לצוות תחנת החלל סקיילאב, אך הוא מעולם לא היה בשימוש.‏[10]

ההבדלים העיקריים בין בלוק I לבלוק II[עריכת קוד מקור | עריכה]

תא הפיקוד[עריכת קוד מקור | עריכה]

תא השירות[עריכת קוד מקור | עריכה]

  • באפולו 6 שהייתה טיסה לא מאוישת של בלוק I ה-SM נצבע בלבן כדי שיתאים למראה של ה-CM, אבל באפולו 1, באפולו 4 ובכל הטיסות של בלוק II, הדפנות של ה-SM לא היו צבועים בלבן למעט ומקרני ה-EPS וה-ECS, שהיו לבנים.
  • תאי הדלק של בלוק I היו צמודים לדופן הפנימית של חלק 4 ומיכלי המימן והחמצן שלהם היו בחלק 1.
  • מכלי הדלק והמחמצן בבלוק I היו מעט ארוכים יותר ונשאו יותר דלק מאלו בבלוק II.
  • למגן החום האחורי בבלוק II היה צורה מלבנית עם פינות מעוגלות מעט במקום של חלקי האחסון של הדלק. למגן החום בבלוק I היה אותה צורה, אבל הקצוות שלו בלטו קצת החוצה כך שנראה דומה לשעון חול או לספרה 8, כדי שיוכל לכסות יותר מיכלים.

ראו גם[עריכת קוד מקור | עריכה]

הערות שוליים[עריכת קוד מקור | עריכה]

  1. ^ Courtney G Brooks, James M. Grimwood, Loyd S. Swenson (1979). "Contracting for the Command Module". Chariots for Apollo: A History of Manned Lunar Spacecraft. NASA. ISBN 0-486-46756-2. Archived from the original on 9 February 2008. Retrieved 2008-01-29.
  2. ^ Courtney G Brooks, James M. Grimwood, Loyd S. Swenson (1979). "Command Modules and Program Changes". Chariots for Apollo: A History of Manned Lunar Spacecraft. NASA. ISBN 0-486-46756-2. Archived from the original on 9 February 2008. Retrieved 2008-01-29.
  3. ^ Morse, Mary Louise; Bays, Jean Kernahan (September 20, 2007). II The Apollo Spacecraft: A Chronology. SP-4009II. Vol. II, Part 2(C): Developing Hardware Distinctions. NASA.
  4. ^ Hillje, Ernest R., "Entry Aerodynamics at Lunar Return Conditions Obtained from the Flight of Apollo 4 (AS-501)," NASA TN D-5399, (1969).
  5. ^ "Apollo CSM". Encyclopedia Astronautica.
  6. ^ Wilford, John (1969). We Reach the Moon: The New York Times Story of Man's Greatest Adventure. New York: Bantam Paperbacks. p. 167. ISBN 0-373-06369-0.
  7. ^ "Apollo CSM SPS". Encyclopedia Astronautica.
  8. ^ "Reduced Apollo Block II service propulsion system for Saturn IB Missions". Encyclopedia Astronautica.
  9. ^ Gatland, Kenneth (1976). Manned Spacecraft, Second Revision. New York: Macmillan Publishing Co. p. 292. ISBN 0-02-542820-9.
  10. ^ "Mission Requirements, Skylab Rescue Mission, SL-R" NASA, 24 August 1973.