Apolo (nave espacial)

La nave espacial Apolo estaba compuesta por tres partes diseñadas para lograr el objetivo del programa estadounidense Apolo de llevar astronautas a la Luna a finales de la década de 1960 y traerlos de vuelta a la Tierra sanos y salvos . La nave, desechable (de un solo uso), constaba de un módulo combinado de mando y servicio (CSM) y un módulo lunar Apolo (LM). Dos componentes adicionales complementaban el conjunto de la nave para el ensamblaje del vehículo espacial: un adaptador nave espacial-LM (SLA) diseñado para proteger al LM de la tensión aerodinámica del lanzamiento y conectar el CSM al vehículo de lanzamiento Saturno , y un sistema de escape de lanzamiento (LES) para transportar a la tripulación en el módulo de mando lejos del vehículo de lanzamiento en caso de una emergencia.

El diseño se basó en el método de encuentro en órbita lunar : dos naves espaciales acopladas fueron enviadas a la Luna y entraron en órbita lunar. Mientras el módulo lunar se separaba y aterrizaba, el módulo de mando y servicio (CSM) permanecía en órbita. Tras la excursión lunar, las dos naves se encontraban y acoplaban en órbita lunar, y el CSM regresaba con la tripulación a la Tierra. El módulo de mando era la única parte de la nave espacial que regresaba con la tripulación a la superficie terrestre.

El LES fue desechado durante el lanzamiento al llegar al punto donde ya no era necesario, y el SLA permaneció unido a la etapa superior del vehículo de lanzamiento. Dos CSM no tripulados, un LM no tripulado y un CSM tripulado fueron llevados al espacio por vehículos de lanzamiento Saturno IB para misiones Apolo en órbita terrestre baja. Los Saturno V más grandes lanzaron dos CSM no tripulados en vuelos de prueba en órbita terrestre alta, el CSM en una misión lunar tripulada, la nave espacial completa en una misión tripulada en órbita terrestre baja y ocho misiones lunares tripuladas. Después de la conclusión del programa Apolo, cuatro CSM fueron lanzados en Saturno IB para tres misiones Skylab en órbita terrestre y el Proyecto de Prueba Apolo-Soyuz .

La parte principal de la nave espacial Apolo era un vehículo tripulado por tres personas, diseñado para vuelos orbitales terrestres, translunares y lunares, así como para el regreso a la Tierra. Este constaba de un módulo de mando apoyado por un módulo de servicio , construido por North American Aviation (más tarde North American Rockwell ).

Módulo de mando (CM)

El módulo de mando era el centro de control de la nave espacial Apolo y el alojamiento de los tres tripulantes. Contenía la cabina principal presurizada, los asientos de la tripulación, el panel de control e instrumentos, el Sistema Primario de Guía, Navegación y Control (PCAS ) , los sistemas de comunicaciones, el sistema de control ambiental, las baterías, el escudo térmico , el sistema de control de reacción para el control de actitud , la escotilla de acoplamiento delantera, la escotilla lateral, cinco ventanas y un sistema de recuperación con paracaídas. Fue la única parte de la nave espacial Apolo/Saturno que regresó a la Tierra intacta.

Módulo de servicio (SM)

El módulo de servicio no estaba presurizado y contenía un motor de propulsión principal y propelente hipergólico para entrar y salir de la órbita lunar, un sistema de control de reacción para controlar la actitud y la capacidad de traslación , pilas de combustible con hidrógeno y oxígeno como reactivos, radiadores para disipar el calor residual en el espacio y una antena de alta ganancia . El oxígeno también se utilizaba para respirar, y las pilas de combustible producían agua potable y para el control ambiental. En las misiones Apolo 15, 16 y 17, también transportaba un conjunto de instrumentos científicos, con una cámara de mapeo y un pequeño subsatélite para estudiar la Luna.

Una parte importante del módulo de servicio estaba ocupada por el propelente y el motor principal del cohete. Capaz de realizar múltiples reinicios, este motor colocaba la nave espacial Apolo dentro y fuera de la órbita lunar, y se utilizaba para realizar correcciones de trayectoria a mitad de camino entre la Tierra y la Luna.

El módulo de servicio permaneció acoplado al módulo de mando durante toda la misión. Fue desechado justo antes de la reentrada en la atmósfera terrestre.

El Módulo Lunar Apolo era un vehículo independiente diseñado para aterrizar en la Luna y regresar a la órbita lunar, y fue la primera "nave espacial" propiamente dicha, ya que volaba exclusivamente en el vacío del espacio. Constaba de una etapa de descenso y una etapa de ascenso . Proporcionaba sistemas de soporte vital para dos astronautas durante un máximo de cuatro a cinco días en las misiones Apolo 15, 16 y 17. La nave espacial fue diseñada y fabricada por la compañía Grumman Aircraft .

La etapa de descenso contenía el tren de aterrizaje, la antena de radar de aterrizaje, el sistema de propulsión de descenso y el combustible para aterrizar en la Luna. También tenía varios compartimentos de carga que se utilizaban para transportar, entre otras cosas: los paquetes de experimentos de superficie lunar del Apolo ( ALSEP ), el transportador de equipo modularizado (MET) (un carro de equipo tirado a mano utilizado en el Apolo 14 ), el vehículo lunar ( Apolo 15 , 16 y 17 ), una cámara de televisión de superficie, herramientas de superficie y cajas para la recolección de muestras lunares.

La etapa de ascenso contenía la cabina de la tripulación, los paneles de instrumentos, la escotilla superior/puerto de acoplamiento, la escotilla delantera, los sistemas de guía ópticos y electrónicos , el sistema de control de reacción, las antenas de radar y comunicaciones, el motor cohete de ascenso y el propulsor para regresar a la órbita lunar y encontrarse con los módulos de mando y servicio del Apolo.

El adaptador de la nave espacial al módulo lunar (SLA), construido por North American Aviation (Rockwell), era una estructura cónica de aluminio que conectaba el módulo de servicio a la etapa del cohete Saturno S-IVB . También protegía el módulo lunar, la tobera del motor del sistema de propulsión de servicio y el umbilical que conectaba el vehículo de lanzamiento con el módulo de servicio durante el lanzamiento y el ascenso a través de la atmósfera. ^{[ 1 ]}

La SLA estaba compuesta por cuatro paneles fijos de 2,1 metros (7 pies ) de altura atornillados a la unidad de instrumentación situada en la parte superior de la etapa S-IVB, que estaban conectados mediante bisagras a cuatro paneles de 6,4 metros (21 pies ) de altura que se abrían desde la parte superior de forma similar a los pétalos de una flor.  

El SLA se fabricó con un material de nido de abeja de aluminio de 43 mm (1,7 pulgadas ) de espesor . ^{[ 2 ]} El exterior del SLA se cubrió con una fina capa ( 0,03–0,2 pulgadas o 0,76–5,08 mm ) de corcho y se pintó de blanco para minimizar las tensiones térmicas durante el ascenso. ^{[ 3 ]}   

El módulo de servicio estaba atornillado a una brida en la parte superior de los paneles más largos, y la alimentación de los sistemas pirotécnicos redundantes múltiples del SLA se suministraba mediante un cable umbilical. Dado que un fallo en la separación de la etapa S-IVB podría dejar a la tripulación varada en órbita, el sistema de separación utilizaba múltiples rutas de señal, múltiples detonadores y múltiples cargas explosivas, de modo que la detonación de una carga activaba otra incluso si el detonador de esa carga fallaba.

Transposición de CSM, acoplamiento y extracción de LM

Los paneles adaptadores se desechan y el CSM se gira 180 grados.

El módulo de mando y servicio se acopla al módulo lunar y lo separa de la tercera etapa del cohete Saturno V.

Una vez en el espacio, los astronautas pulsaron el botón «CSM/LV Sep» en el panel de control para separar el módulo de mando y servicio (CSM) del vehículo de lanzamiento. Se encendió un cordón detonante alrededor de la brida entre el módulo de mando y el módulo de lanzamiento (SLA), y a lo largo de las juntas entre los cuatro paneles del SLA, liberando el módulo de mando y destruyendo las conexiones entre los paneles. A continuación, se activaron los propulsores pirotécnicos redundantes duales situados en el extremo inferior de los paneles del SLA para hacerlos girar alrededor de las bisagras a una velocidad de entre 30 y 60 grados por segundo.

En todos los vuelos del Apolo 7 , los paneles SLA permanecieron articulados al S-IVB y se abrieron a un ángulo de 45 grados, tal como se diseñó originalmente. Sin embargo, durante los ejercicios de acoplamiento del Apolo 7 con el S-IVB/SLA, que contenía un objetivo de acoplamiento simulado, uno de los paneles no se abrió completamente a 45 grados, lo que generó preocupación sobre la posibilidad de una colisión entre la nave espacial y los paneles SLA durante el acoplamiento y la extracción del LM en una misión lunar. Wally Schirra lo comparó con el "caimán furioso" del Gemini 9. Esto llevó a un rediseño que utilizó un sistema de liberación de bisagra con resorte, el cual liberó los paneles a 45 grados y los empujó lejos del S-IVB a una velocidad de aproximadamente 8 km/h (5 mph ) , colocándolos a una distancia segura para cuando los astronautas separaron el CSM, lo rotaron 180 grados y regresaron para el acoplamiento.  

El módulo lunar (LM) estaba conectado al módulo de aterrizaje espacial (SLA) en cuatro puntos alrededor de los paneles inferiores. Después de que los astronautas acoplaran el módulo de mando y servicio (CSM) al LM, detonaron cargas para separar dichas conexiones y una guillotina cortó el cable umbilical que unía el LM con la unidad de instrumentos . Tras la detonación de las cargas, unos resortes separaron el LM del módulo de aterrizaje espacial (S-IVB), y los astronautas pudieron continuar su viaje a la Luna.

El sistema de escape de lanzamiento (LES) del programa Apolo fue construido por la compañía Lockheed Propulsion . Su propósito era abortar la misión separando la cabina de la tripulación (CM) del vehículo de lanzamiento en caso de emergencia, como un incendio en la plataforma antes del lanzamiento, un fallo en el sistema de guiado o un fallo del vehículo de lanzamiento que pudiera provocar una explosión inminente.

El LES incluía tres cables que recorrían el exterior del vehículo de lanzamiento. Si se perdían las señales de cualquiera de los dos cables, el LES se activaba automáticamente. ^{[ 4 ]} Alternativamente, el Comandante podía activar el sistema manualmente mediante una de las dos palancas del controlador de traslación, que se configuraban en un modo de aborto especial para el lanzamiento. Al activarse, el LES disparaba un cohete de escape de combustible sólido y abría un sistema de alerones para desviar el CM de la trayectoria del vehículo de lanzamiento en apuros. El LES se desprendía entonces y el CM aterrizaba con su sistema de recuperación mediante paracaídas .

Si la emergencia ocurriera en la plataforma de lanzamiento, el sistema LES elevaría el módulo de mando a una altura suficiente para permitir que los paracaídas de recuperación se desplegaran de forma segura antes de entrar en contacto con el suelo.

En ausencia de emergencia, el LES se desprendía rutinariamente unos 20 o 30 segundos después del encendido de la segunda etapa del vehículo de lanzamiento, utilizando un motor de cohete de combustible sólido independiente fabricado por Thiokol Chemical Company . Los modos de aborto posteriores se realizaban sin el LES. El LES se transportó, pero nunca se utilizó, en cuatro vuelos no tripulados del programa Apolo y en quince vuelos tripulados de las misiones Apolo, Skylab y del Proyecto de Prueba Apolo-Soyuz .

Componentes principales

Cono nasal y bola Q

El cono de la nariz del LES contenía una matriz de 8 tubos Pitot de medición de presión en una estructura conocida como "bola Q". Estos sensores estaban conectados a las computadoras de guiado del CM y del vehículo de lanzamiento Saturno, lo que permitía calcular la presión dinámica (q) durante el vuelo atmosférico y también el ángulo de ataque en caso de aborto. ^{[ 5 ]}

Funda para Q-ball

Una cubierta de poliestireno, retirada unos segundos antes del lanzamiento, protegía los tubos Pitot de la obstrucción por escombros. ^{[ 6 ]} La cubierta se partió por la mitad verticalmente y se mantuvo unida por una banda elástica de 2 pulgadas (51 mm) . Una cuchilla de afeitar se colocó detrás de la banda elástica, apretada entre las dos mitades de la cubierta. Un cable de acero se conectó a la parte superior e inferior de la cuchilla de afeitar y a ambas mitades de la cubierta. El cable se pasó a través de una polea en la grúa de cabeza de martillo en la parte superior de la torre umbilical de lanzamiento (LUT) hasta un tubo en el lado derecho del nivel de 360 ​​pies (110 m) de la LUT. El cable estaba conectado a un peso cilíndrico dentro de un tubo. El peso descansaba sobre una palanca controlada por una válvula solenoide neumática. Cuando se accionó la válvula desde el Centro de Control de Lanzamiento (LCC), la presión neumática de 600 psi (4100 kPa) de GN2 (gas nitrógeno) hizo girar la palanca hacia abajo, permitiendo que el peso descendiera por el tubo. El peso al caer tiró del cable, que a su vez tiró de la cuchilla que cortaba la banda elástica, y el cable separó las dos mitades de la cubierta del vehículo de lanzamiento. El aparente sobrediseño de este sistema de seguridad se debía a que el sistema de escape de lanzamiento, que dependía de los datos de la bola Q, se activaba 5 minutos antes del lanzamiento, por lo que la retracción de la cubierta de la bola Q era una parte crítica para la vida en caso de un posible aborto de la plataforma de lanzamiento.    

Conjunto de canard y motor de paso

Estos sistemas funcionaban en combinación para desviar el módulo de mando de su trayectoria recta y dirigirlo hacia un lado durante una emergencia. Esto desviaría el módulo de mando de la trayectoria de vuelo de un vehículo de lanzamiento en explosión. También lo dirigiría a aterrizar a un lado de cualquier incendio en la plataforma de lanzamiento y no en medio del mismo.

Lanzar motor de escape

El motor principal de combustible sólido se encuentra dentro de un tubo largo, con cuatro toberas de escape montadas bajo una cofia cónica. Esto permitiría alejar rápidamente el módulo de mando en caso de emergencia durante el lanzamiento.

Motor de eyección de la torre

Un motor de combustible sólido más pequeño con dos boquillas de escape, montado en el tubo, encima del motor de escape. Este motor desechaba todo el Sistema de Escape de Lanzamiento una vez que dejaba de ser necesario, algún tiempo después del encendido de la segunda etapa.

Torre de escape de lanzamiento

Una estructura reticular de tubos que unía el carenado del motor de escape al módulo de mando.

Funda protectora Boost

Una estructura cónica hueca de fibra de vidrio protege el compartimento del paracaídas del módulo de mando y proporciona una cubierta aerodinámica lisa sobre el túnel de acoplamiento y la sonda. Tras descubrirse la erosión de las ventanas del piloto por los gases de escape del motor de escape durante las primeras pruebas de vuelo del LES, se añadió una cubierta protectora trasera que rodea toda la superficie superior del módulo de mando.

La disposición de todos los módulos de mando y de todos los módulos de servicio no utilizados se encuentra en Apollo command and service module#CSMs produced . Todos los módulos de servicio utilizados se desintegraron en la atmósfera terrestre al finalizar las misiones. La disposición de todos los módulos lunares se encuentra en Apollo Lunar Module#Lunar modules produced .

• North American Rockwell, 'Referencia de noticias del módulo de mando del Apolo', 1968.
• NASA TN D-7083: Subsistema de propulsión de escape para lanzamiento
• Manual de operaciones del Apolo: Datos de los subsistemas del módulo lunar

• Informe de la NASA JSC-03600 Apollo/Skylab ASTP and Shuttle Orbiter Major End Items , Informe final, marzo de 1978; informe de la NASA que enumera el destino final de todos los cohetes y naves espaciales utilizados en las misiones Apollo, Skylab, Apollo-Soyez Test Project y las primeras misiones del transbordador, a partir de 1978.
• Propuesta Apollo D-2 de General Electric , Enciclopedia Astronáutica