Apollo-Kommando- und Servicemodul

Das Apollo-Kommando- und Servicemodul ( CSM ) war eine der beiden Hauptkomponenten des US-amerikanischen Apollo-Raumschiffs , das im Rahmen des Apollo-Programms zwischen 1969 und 1972 Astronauten auf dem Mond landete . Das CSM diente als Mutterschiff , das eine dreiköpfige Astronautenbesatzung und das zweite Apollo-Raumschiff, die Apollo-Mondlandefähre , in den Mondorbit beförderte und die Astronauten zurück zur Erde brachte. Es bestand aus zwei Teilen: dem kegelförmigen Kommandomodul, einer Kabine, die die Besatzung beherbergte und die für den Wiedereintritt in die Atmosphäre und die Wasserung benötigte Ausrüstung enthielt ; und dem zylindrischen Servicemodul, das Antrieb, elektrische Energie und Lager für verschiedene Verbrauchsmaterialien während der Mission bereitstellte. Eine Versorgungsleitung übertrug Energie und Verbrauchsmaterialien zwischen den beiden Modulen. Kurz vor dem Wiedereintritt des Kommandomoduls auf dem Rückweg zur Erde wurde die Versorgungsleitung getrennt und das Servicemodul abgetrennt, um in der Atmosphäre zu verglühen.

Das Kommando- und Servicemodul (CSM) wurde ab November 1961 von North American Aviation für die NASA entwickelt und gebaut. Es war ursprünglich für eine Direktlandung auf dem Mond konzipiert, bei der alle drei Astronauten mit einer Landestufe zurückgebracht werden sollten. Diese Mission sah keinen separaten Mondlandemodul vor und bot daher keine Möglichkeit zum Andocken an ein anderes Raumschiff. Aufgrund dieser und weiterer notwendiger Konstruktionsänderungen entschied man sich für die Entwicklung zweier Versionen des CSM: Block I sollte für unbemannte Missionen und einen bemannten Erdumlaufflug ( Apollo 1 ) eingesetzt werden, während der fortschrittlichere Block II für die Verwendung mit dem Mondlandemodul vorgesehen war. Der Apollo-1-Flug wurde abgebrochen, nachdem bei einem Starttest ein Kabinenbrand die Besatzung getötet und das Kommandomodul zerstört hatte . Die Fehler, die den Brand verursacht hatten, wurden in das Block-II-Raumschiff eingearbeitet, das fortan für alle bemannten Raumflüge verwendet wurde.

Neunzehn CSMs wurden ins All geschickt. Neun davon brachten zwischen 1968 und 1972 Menschen zum Mond, zwei weitere führten bemannte Testflüge im erdnahen Orbit durch – allesamt im Rahmen des Apollo-Programms. Zuvor hatten vier weitere CSMs unbemannte Apollo-Testflüge absolviert, zwei davon suborbitale und zwei orbitale . Nach Abschluss des Apollo-Programms und in den Jahren 1973–1974 transportierten drei CSMs Astronauten zur Raumstation Skylab . Schließlich dockte 1975 die letzte geflogene CSM im Rahmen des internationalen Apollo-Sojus-Testprojekts an das sowjetische Raumschiff Sojus 19 an .

Die Konzepte für ein fortschrittliches bemanntes Raumschiff entstanden bereits vor der Bekanntgabe des Mondlandungsziels. Das Dreipersonenfahrzeug sollte hauptsächlich für den Einsatz in der Erdumlaufbahn vorgesehen sein. Es sollte ein großes, druckbeaufschlagtes Hilfsmodul umfassen, in dem die Besatzung wochenlang leben und arbeiten würde. Sie sollten in diesem Modul Tätigkeiten ausführen, die denen einer Raumstation ähneln. Spätere Versionen sollten das Modul auch für den Transport von Fracht zu Raumstationen nutzen. Das Raumschiff sollte das Projekt Olympus (LORL) versorgen, eine faltbare, rotierende Raumstation, die mit einer einzelnen Saturn V gestartet wurde . Spätere Versionen sollten für Mondumrundungen eingesetzt werden und die Grundlage für ein Raumschiff mit direktem Aufstieg zum Mond sowie für interplanetare Missionen bilden. Ende 1960 forderte die NASA die US-amerikanische Industrie auf, Entwürfe für das Raumschiff einzureichen. Am 25. Mai 1961 verkündete Präsident John F. Kennedy das Ziel einer Mondlandung vor 1970, wodurch die Pläne der NASA für die Olympus-Station sofort hinfällig wurden. ^{[ 2 ] [ 3 ]}

Als die NASA am 28. November 1961 den ersten Apollo-Auftrag an North American Aviation vergab, ging man noch davon aus, dass die Mondlandung durch einen direkten Aufstieg und nicht durch ein Rendezvous im Mondorbit erfolgen würde . ^{[ 4 ]} Daher wurde die Konstruktion ohne eine Möglichkeit zum Andocken des Kommandomoduls an ein Mondlandemodul (LEM) durchgeführt . Die Umstellung auf ein Rendezvous im Mondorbit sowie verschiedene technische Schwierigkeiten in einigen Subsystemen (wie der Lebenserhaltung) machten jedoch bald deutlich, dass eine grundlegende Überarbeitung der Konstruktion erforderlich sein würde. 1963 entschied die NASA, dass die effizienteste Methode, das Programm im Zeitplan zu halten, darin bestünde, die Entwicklung in zwei Versionen fortzusetzen: ^{[ 5 ]}

• Block I würde die vorläufige Konstruktion fortsetzen und nur für frühe Testflüge in der niedrigen Erdumlaufbahn verwendet werden.
• Block II wäre die mondtaugliche Version, einschließlich einer Andockluke, und würde Gewichtsreduzierungen sowie die in Block I gewonnenen Erkenntnisse beinhalten. Die detaillierte Konstruktion der Andockfähigkeit hing von der Konstruktion des LEM ab, die an Grumman Aircraft Engineering vergeben wurde .

Im Januar 1964 begann North American, der NASA Details zum Block-II-Design vorzustellen. ^{[ 6 ]} Die Block-I-Raumkapseln wurden für alle unbemannten Testflüge der Saturn 1B und Saturn V verwendet. Ursprünglich waren zwei bemannte Flüge geplant, die jedoch Ende 1966 auf einen reduziert wurden. Diese Mission, mit der Bezeichnung AS-204, von der Besatzung aber Apollo 1 genannt , sollte am 21. Februar 1967 starten. Bei einer Generalprobe für den Start am 27. Januar kamen alle drei Astronauten ( Gus Grissom , Ed White und Roger Chaffee ) bei einem Kabinenbrand ums Leben. Dieser Brand deckte gravierende Mängel in Konstruktion, Bau und Wartung des Block I auf, von denen viele in die zu diesem Zeitpunkt im Bau befindlichen Block-II-Kommandomodule übernommen worden waren.

Nach eingehender Untersuchung durch das Apollo-204-Überprüfungsgremium wurde beschlossen, die bemannte Block-I-Phase zu beenden und Block II neu zu definieren, um die Empfehlungen des Gremiums zu berücksichtigen . Block II umfasste ein überarbeitetes Hitzeschilddesign für das Kommandomodul, das bei den unbemannten Flügen Apollo 4 und Apollo 6 getestet wurde . Somit flog das erste vollständig ausgestattete Block-II-Raumschiff bei der ersten bemannten Mission, Apollo 7 .

Die beiden Blöcke wiesen im Wesentlichen ähnliche Abmessungen auf, jedoch führten mehrere Konstruktionsverbesserungen zu einer Gewichtsreduzierung beim Block II. Auch die Treibstofftanks des Servicemoduls von Block I waren etwas größer als die des Block II. Das Raumschiff Apollo 1 wog etwa 20.000 kg (45.000 Pfund), während Apollo 7 (Block II) 16.500 kg (36.400 Pfund) wog. (Diese beiden Raumschiffe in der Erdumlaufbahn waren leichter als das später zum Mond fliegende Raumschiff, da sie nur einen Treibstofftank mitführten und keine S-Band-Antenne mit hoher Verstärkung besaßen.) Sofern nicht anders angegeben, beziehen sich alle Gewichtsangaben in den nachfolgenden Spezifikationen auf das Raumschiff Block II.

Die Gesamtkosten für die Entwicklung und die produzierten Einheiten des CSM beliefen sich auf 36,9  Milliarden US-Dollar (Stand: 2016), inflationsbereinigt von einem nominalen Gesamtbetrag von 3,7 Milliarden US-Dollar ^{[ 7 ]} unter Verwendung der NASA New Start Inflationsindizes ^{[ 8 ] .}

Das Kommandomodul hatte die Form eines Kegelstumpfs mit einem Basisdurchmesser von 3,91 m und einer Höhe von 3,48 m, einschließlich der Andocksonde und des schüsselförmigen hinteren Hitzeschilds. Im vorderen Abteil befanden sich zwei Lageregelungstriebwerke , der Andocktunnel und das Erdlandesystem. Der innere Druckbehälter beherbergte die Mannschaftsunterkünfte, Gerätebuchten, Bedienelemente und Anzeigen sowie zahlreiche Systeme des Raumschiffs . Das hintere Abteil enthielt zehn Lageregelungstriebwerke mit den zugehörigen Treibstofftanks , Frischwassertanks und die Versorgungskabel des Kommandomoduls . ^{[ 9 ]}

Das Kommandomodul wurde im Werk von North American in Downey, Kalifornien , gebaut ^{[ 10 ] [ 11 ]} und bestand aus zwei miteinander verbundenen Grundstrukturen: der inneren Struktur (Druckhülle) und der äußeren Struktur.

Die innere Struktur bestand aus einer Aluminium-Sandwichkonstruktion mit einer verschweißten Aluminium-Innenhaut, einem verklebten Aluminium-Wabenkern und einer äußeren Deckschicht. Die Dicke des Wabenkerns variierte von etwa 3,8 cm (1,5 Zoll) an der Basis bis zu etwa 0,64 cm (0,25 Zoll) am vorderen Zugangstunnel. Diese innere Struktur bildete die druckbeaufschlagte Mannschaftskabine.

Die Außenstruktur bestand aus Edelstahl-Wabenstrukturen, die zwischen Deckblechen aus Stahllegierung gelötet waren. Ihre Dicke variierte zwischen 0,5 und 2,5 Zoll. Ein Teil des Raums zwischen der inneren und der äußeren Hülle war mit einer Glasfaserisolierung als zusätzlichem Hitzeschutz ausgefüllt. ^{[ 12 ]}

Ein ablativ wirkender Hitzeschild an der Außenseite des Kommandomoduls schützte die Kapsel vor der Hitze des Wiedereintritts , die ausreicht, um die meisten Metalle zu schmelzen. Dieser Hitzeschild bestand aus Phenol-Formaldehyd-Harz . Beim Wiedereintritt verkohlte und schmolz dieses Material und absorbierte und leitete dabei die intensive Hitze ab. Der Hitzeschild verfügt über mehrere äußere Schichten: eine Porenabdichtung, eine Feuchtigkeitssperre (eine weiße, reflektierende Beschichtung) und eine silberne Mylar -Wärmebeschichtung, die Aluminiumfolie ähnelt.

Die Dicke des Hitzeschildes variierte von 5,1 cm (2 Zoll) im hinteren Bereich (dem Boden der Kapsel, der beim Wiedereintritt nach vorne zeigte) bis zu 1,3 cm (0,5 Zoll) im Mannschaftsraum und im vorderen Bereich. Das Gesamtgewicht des Schildes betrug etwa 1400 kg (3000 Pfund). ^{[ 12 ]}

Das 0,58 m hohe vordere Abteil befand sich außerhalb der inneren Druckschale im Bug der Kapsel, um den vorderen Andocktunnel herum und war vom vorderen Hitzeschild bedeckt. Das Abteil war in vier 90-Grad-Segmente unterteilt, die die Ausrüstung für die Landung auf der Erde (alle Fallschirme, Bergungsantennen und das Seenotrettungsgerät), zwei Lageregelungstriebwerke und den Auslösemechanismus für den vorderen Hitzeschild enthielten.

Beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre in etwa 7.600 m Höhe (25.000 Fuß) wurde der vordere Hitzeschild abgeworfen, um die Landevorrichtung freizulegen und die Öffnung der Fallschirme zu ermöglichen. ^{[ 12 ]}

Das 0,51 m hohe hintere Abteil befand sich am breitesten Punkt des Kommandomoduls, direkt vor (über) dem hinteren Hitzeschild. Es war in 24 Kammern unterteilt, die zehn Lageregelungstriebwerke, die Treibstoff-, Oxidationsmittel- und Heliumtanks für das Lageregelungssystem des Kommandomoduls, Wassertanks, die stoßdämpfenden Rippen des Aufprallschutzsystems sowie diverse Instrumente enthielten. Die CM-SM-Verbindungsleitung, über die Kabel und Leitungen von einem Modul zum anderen verliefen, befand sich ebenfalls im hinteren Abteil. Die Hitzeschildplatten des hinteren Abteils waren zur Wartung der Ausrüstung vor dem Flug abnehmbar. ^{[ 12 ]}

Die Komponenten des ELS waren um den vorderen Andocktunnel herum untergebracht. Das vordere Abteil war durch ein Schott vom mittleren Abteil getrennt und in vier 90-Grad-Keile unterteilt. Das ELS bestand aus zwei Bremsfallschirmen mit Mörsern , drei Hauptfallschirmen , drei Pilotfallschirmen zum Auslösen der Hauptfallschirme, drei Aufblaskissen zum Aufrichten der Kapsel bei Bedarf, einem Seebergungskabel, einem Farbstoffmarker und einer Versorgungsleitung für einen Schwimmer.

Der Massenschwerpunkt des Kommandomoduls war etwa 30 cm vom Druckmittelpunkt (entlang der Symmetrieachse) versetzt. Dies erzeugte beim Wiedereintritt ein Drehmoment , das die Kapsel schräg stellte und Auftrieb erzeugte (ein Verhältnis von Auftrieb zu Widerstand von etwa 0,368). ^{[ 13 ]} Die Kapsel wurde durch Rotation mithilfe von Triebwerken gesteuert; wenn keine Steuerung erforderlich war, wurde die Kapsel langsam gedreht, wodurch sich die Auftriebseffekte aufhoben. Dieses System reduzierte die auf die Astronauten wirkenden g -Kräfte erheblich , ermöglichte eine angemessene Richtungskontrolle und erlaubte es, den Wasserungspunkt der Kapsel auf wenige Kilometer genau zu bestimmen.

In 7.300 m Höhe wurde der vordere Hitzeschild mithilfe von vier Druckgasfedern abgeworfen. Anschließend wurden die Bremsfallschirme ausgelöst und das Raumschiff auf 201 km/h abgebremst. In 3.300 m Höhe wurden die Bremsfallschirme abgeworfen und die Pilotfallschirme, die die Hauptfallschirme auslösten, aktiviert. Diese bremsten das Kommandomodul für die Wasserung auf 35 km/h ab. Der Teil der Kapsel, der zuerst die Wasseroberfläche berührte, war mit vier verformbaren Rippen versehen, um die Aufprallkraft weiter zu reduzieren. Das Kommandomodul konnte mit nur zwei ausgelösten Fallschirmen sicher im Ozean landen (wie bei Apollo 15) , der dritte Fallschirm diente als zusätzliche Sicherheitsmaßnahme.

Das Lageregelungssystem des Kommandomoduls bestand aus zwölf Lageregelungstriebwerken mit einer Schubkraft von je 410 N (93 Pfund), von denen zehn im hinteren und zwei im vorderen Abteil untergebracht waren. Die Treibstoffversorgung erfolgte über vier Tanks mit je 120 kg (270 Pfund) Monomethylhydrazin und Stickstofftetroxid als Oxidationsmittel. Der Druck wurde durch 0,50 kg (1,1 Pfund) Helium erzeugt, das in zwei Tanks bei 28,6 MPa (4.150 Pfund pro Quadratzoll) gespeichert war.

Die vordere Andockluke war oben am Andocktunnel montiert. Sie hatte einen Durchmesser von 76 cm (30 Zoll) und wog 36 kg (80 Pfund). Sie bestand aus zwei gefrästen Ringen, die mit einer verlöteten Wabenplatte verschweißt waren. Die Außenseite war mit 13 mm (0,5 Zoll) Isolierung und einer Aluminiumfolie verkleidet. Die Luke war sechsfach verriegelt und wurde mit einem Pumpengriff betätigt. In ihrer Mitte befand sich ein Ventil zum Druckausgleich zwischen Tunnel und Kommandomodul (CM), um die Luke abnehmen zu können.

Die einheitliche Mannschaftsluke (UCH) war 74 cm hoch, 86 cm breit und wog 102 kg. Sie wurde mit einem Pumpgriff betätigt, der einen Ratschenmechanismus antrieb, um fünfzehn Riegel gleichzeitig zu öffnen oder zu schließen.

Die Apollo-Mission erforderte, dass die Mondlandefähre (LM) nach der Rückkehr vom Mond sowie beim Transpositions-, Andock- und Auskopplungsmanöver zu Beginn des Mondflugs an das Kommando- und Servicemodul (CSM) andocken musste. Der Andockmechanismus war ein nicht-androgynes System, bestehend aus einer Sonde an der Spitze des CSM, die mit dem Fanghaken , einem kegelstumpfförmigen Bauteil der Mondlandefähre, verbunden war. Die Sonde wurde wie ein Scherenheber ausgefahren , um den Fanghaken beim ersten Kontakt, dem sogenannten weichen Andocken, einzufangen . Anschließend wurde die Sonde eingefahren, um die Fahrzeuge zusammenzuziehen und eine feste Verbindung herzustellen, das sogenannte harte Andocken. Der Mechanismus wurde von der NASA für folgende Funktionen spezifiziert:

• Ermöglichen Sie es den beiden Fahrzeugen, sich zu verbinden, und dämpfen Sie überschüssige Bewegung und Energie, die durch das Andocken verursacht werden.
• Richten Sie die beiden Fahrzeuge aus, zentrieren Sie sie und ziehen Sie sie zum Erfassen zusammen.
• Sorgen Sie für eine starre strukturelle Verbindung zwischen beiden Fahrzeugen und ermöglichen Sie die Demontage und Wiedermontage durch einen einzelnen Besatzungsmitarbeiter.
• Gewährleisten Sie eine Möglichkeit zur ferngesteuerten Trennung beider Fahrzeuge für die Rückkehr zur Erde mithilfe pyrotechnischer Befestigungselemente am Umfang des CSM-Andockkragens.
• Sorgen Sie für redundante Stromversorgungs- und Logikschaltungen für alle elektrischen und pyrotechnischen Komponenten.

Der im CSM befindliche Sondenkopf war selbstzentrierend und kardanisch am Sondenkolben gelagert. Beim Einrasten des Sondenkopfes in die Öffnung der Fangkorbaufnahme wurden drei federbelastete Verriegelungen eingerastet. Diese Verriegelungen ermöglichten ein sanftes Andocken und reduzierten die Nick- und Gierbewegungen der beiden Fahrzeuge. Übermäßige Bewegungen der Fahrzeuge während des festen Andockvorgangs hätten den Kopplungsring beschädigen und den oberen Tunnel belasten können. Ein eingerasteter Verriegelungsmechanismus an jeder Verriegelung ermöglichte die Vorwärtsbewegung einer federbelasteten Spule und hielt so das Kippgestänge in der verriegelten Position. Am oberen Ende des Mondlandemodultunnels befand sich der Fangkorb, der aus einem 25,4 mm dicken Aluminium-Wabenkern bestand und beidseitig mit Aluminium-Deckblechen verklebt war. Er diente als Aufnahme für die Verriegelungen des Sondenkopfes.

Nach dem anfänglichen Einfangen und Stabilisieren der Fahrzeuge konnte die Sonde eine Schließkraft von 4,4 kN (1.000 Pfund) aufbringen, um die Fahrzeuge zusammenzuziehen. Diese Kraft wurde durch den Gasdruck erzeugt, der auf den zentralen Kolben im Sondenzylinder wirkte. Durch das Zurückziehen des Kolbens wurden die Sonde und die Dichtungen der Schnittstelle komprimiert und die zwölf automatischen Ringverriegelungen betätigt, die radial um die Innenfläche des CSM-Andockrings angeordnet waren. Die Verriegelungen wurden nach jedem Andockvorgang (Mondmissionen erforderten zwei Andockvorgänge) von einem Astronauten im Andocktunnel manuell wieder gespannt.

Ein automatischer Ausfahrmechanismus am Sondenzylinderkörper rastete ein und hielt den Sondenmittelkolben in der eingefahrenen Position. Vor der Trennung des Fahrzeugs im Mondorbit wurden die zwölf Ringverriegelungen manuell gespannt. Die Trennkraft, die durch den Innendruck im Tunnelbereich entstand, wurde dann von den Ringverriegelungen auf die Sonde und den Bremsfallschirm übertragen. Beim Abkoppeln wurden die Fangverriegelungen durch elektrische Ansteuerung von tandemartig angeordneten Gleichstrom-Drehmagneten im Mittelkolben gelöst. Bei niedrigen Temperaturen wurde im Mondmodul eine manuelle Motorauslösung durch Drücken des Verriegelungsmechanismus durch eine Öffnung in den Sondenköpfen durchgeführt. Die Trennung vom Kommando- und Mondmodul erfolgte durch Drehen eines Auslösegriffs an der Rückseite der Sonde, wodurch die Drehmomentwelle des Motors manuell gedreht wurde. ^{[ 14 ]} Bei der endgültigen Trennung von Kommando- und Mondmodul wurden Sonde und vorderer Kopplungsring pyrotechnisch getrennt, wobei die gesamte Kopplungsausrüstung am Mondmodul verblieb. Im Falle eines Abbruchs während des Starts von der Erde hätte dasselbe System den Kopplungsring und die Sonde explosionsartig vom Kommandomodul abgetrennt, als dieses sich von der Schutzabdeckung der Schubstufe trennte.

Der zentrale Druckbehälter des Kommandomoduls war dessen einziger bewohnbarer Raum. Er hatte ein Innenvolumen von 210 Kubikfuß (5,9 m³ ⁾ und beherbergte die Hauptbedienfelder, die Sitze der Besatzung, die Führungs- und Navigationssysteme, die Schränke für Lebensmittel und Ausrüstung, das Abfallentsorgungssystem und den Andocktunnel.

Den vorderen Teil der Kabine dominierte das halbmondförmige Hauptanzeigefeld mit einer Breite von fast 2,1 Metern und einer Höhe von 0,91 Metern. Es war in drei Bereiche unterteilt, von denen jeder die Aufgaben der einzelnen Besatzungsmitglieder hervorhob:

• Das Bedienfeld des Missionskommandanten (linke Seite) umfasste die Geschwindigkeits- , Lage- und Höhenanzeigen , die primären Flugsteuerungen und den Haupt-FDAI (Flight Director Attitude Indicator).
• Der CM-Pilot fungierte als Navigator, daher umfasste sein Bedienfeld (Mitte) die Bedienelemente des Führungs- und Navigationscomputers , das Warn- und Hinweistafelfeld, den Ereignistimer, die Bedienelemente des Antriebssystems und des RCS sowie die Bedienelemente des Lebenserhaltungssystems.
• Der LM-Pilot fungierte als Systemingenieur, daher umfasste sein Bedienfeld (rechte Seite) die Brennstoffzellenanzeigen und -steuerungen, die elektrischen und Batteriesteuerungen sowie die Kommunikationssteuerungen.

An den Seiten des Hauptbedienfelds befanden sich kleinere Bedienfelder. Links waren ein Sicherungskasten , die Audiosteuerung und die SCS-Stromversorgungssteuerung angebracht. Rechts befanden sich weitere Sicherungsautomaten, ein redundantes Audiobedienfeld sowie die Schalter für die Klimatisierung. Insgesamt umfassten die Bedienfelder des Kommandomoduls 24 Instrumente, 566 Schalter, 40 Ereignisanzeigen und 71 Leuchten.

Die drei Mannschaftsliegen bestanden aus hohlen Stahlrohren und waren mit einem schweren, feuerfesten Stoff namens Armalon bezogen. Die Beinauflagen der beiden äußeren Liegen ließen sich in verschiedene Positionen klappen, während die Hüftauflage der mittleren Liege abgenommen und auf dem hinteren Schott abgelegt werden konnte. An den Armlehnen der linken Liege waren je eine Handsteuerung für Drehung und Translation angebracht. Die Translationssteuerung wurde von dem Besatzungsmitglied bedient, das das Transpositions-, Andock- und Ausstiegsmanöver mit der Mondlandefähre durchführte, üblicherweise der Kommandopilot. Die mittlere und die rechte Liege verfügten über jeweils eine solche Rotationssteuerung. Die Liegen wurden von acht stoßdämpfenden Streben getragen, die den Aufprall bei der Landung auf dem Wasser oder, im Falle einer Notlandung, auf festem Boden abfedern sollten.

Der zusammenhängende Kabinenraum war in sechs Gerätebuchten unterteilt:

• Der untere Geräteraum beherbergte den Navigations- und Führungscomputer , den Sextanten , das Teleskop und die Trägheitsmesseinheit ; verschiedene Kommunikationsbaken; medizinische Ausrüstung; eine Audioanlage; den S-Band -Leistungsverstärker usw. Zusätzlich war an der Wand des Geräteraums ein weiterer Handregler zur Drehung angebracht, mit dem der Kommandopilot/Navigator das Raumschiff bei Bedarf drehen konnte, während er stand und durch das Teleskop nach Sternen suchte, um mit dem Sextanten Navigationsmessungen durchzuführen. Dieser Geräteraum bot den Astronauten deutlich mehr Bewegungsfreiheit als die beengten Verhältnisse in den vorherigen Mercury- und Gemini- Raumschiffen.
• Der linke vordere Ausrüstungsraum enthielt vier Lebensmittelaufbewahrungsfächer, den Kabinenwärmetauscher , den Druckanzuganschluss , die Trinkwasserversorgung und die Okulare des G&N-Teleskops .
• Der vordere rechte Ausrüstungsraum beherbergte zwei Überlebensausrüstungsbehälter , ein Datenkartenset, Flugdatenbücher und -dateien sowie weitere Missionsdokumente.
• Der linke Zwischengeräteraum beherbergt den Sauerstoff -Ausgleichsbehälter, das Wasserversorgungssystem, die Lebensmittelvorräte, die Steuerung des Kabinendruckbegrenzungsventils und das ECS-Paket.
• Der rechte Zwischengeräteraum enthielt die Bioinstrumenten-Kits, das Abfallentsorgungssystem, Lebensmittel- und Hygieneartikel sowie ein Abfalllagerfach.
• Der hintere Stauraum hinter den Mannschaftssofas beherbergte die 70-mm- Kameraausrüstung , die Kleidung der Astronauten, Werkzeugsets, Aufbewahrungstaschen, einen Feuerlöscher , CO2- _Absorber , Schlafgurte, Wartungssets für die Raumanzüge , 16-mm-Kameraausrüstung und den Notfallbehälter für Mondproben.

Das Kommandomodul (CM) besaß fünf Fenster. Die beiden seitlichen Fenster, jeweils 23 cm (9 Zoll) im Quadrat, befanden sich neben den linken und rechten Liegen. Zwei nach vorn gerichtete, dreieckige Rendezvousfenster mit den Maßen 20 × 23 cm (8 × 9 Zoll) dienten dem Rendezvous und dem Andocken an die Mondlandefähre (LM). Das runde Lukenfenster mit einem Durchmesser von 23 cm (9 Zoll) befand sich direkt über der mittleren Liege. Jede Fenstereinheit bestand aus drei dicken Glasscheiben. Die beiden inneren Scheiben aus Aluminosilikatglas bildeten einen Teil des Druckbehälters des Moduls. Die äußere Scheibe aus Quarzglas diente sowohl als Schutzschild gegen Trümmer als auch als Teil des Hitzeschilds. Jede Scheibe besaß eine Antireflexionsbeschichtung und eine blau-rote Reflexionsbeschichtung auf der Innenseite.

• Besatzung: 3
• Kabinenvolumen der Besatzung: 210 ft³ ⁽ 5,9 m³ ⁾ Wohnraum, druckbeaufschlagt 366 ft³ ⁽ 10,4 ^m³ )
• Länge: 11,4 Fuß (3,5 m)
• Durchmesser: 12,8 Fuß (3,9 m)
• Masse: 12.250 lb (5.560 kg)
  • Strukturmasse: 3.450 lb (1.560 kg)
  • Masse des Hitzeschilds: 1.869 lb (848 kg)
  • RCS-Motormasse: 12 × 73,3 lb (33,2 kg)
  • Masse der Bergungsausrüstung: 540 lb (240 kg)
  • Masse der Navigationsausrüstung : 1.113 lb (505 kg)
  • Masse der Telemetrieausrüstung : 440 lb (200 kg)
  • Masse der elektrischen Ausrüstung: 1.540 lb (700 kg)
  • Masse der Kommunikationssysteme: 220 lb (100 kg)
  • Masse der Mannschaftsliegen und Proviant: 1.210 lb (550 kg)
  • Masse des Umweltkontrollsystems: 440 lb (200 kg)
  • Sonstige Reservemasse: 440 lb (200 kg)
• RCS: zwölf 93 lbf (410 N) Schubdüsen, paarweise zündend
• RCS-Treibstoffe: MMH/ N₂O₄
• RCS-Treibstoffmasse: 270 lb (120 kg)
• Trinkwasserkapazität: 33 lb (15 kg)
• Abwasserkapazität: 58 lb (26 kg)
• CO₂ _- Wäscher: Lithiumhydroxid
• Geruchsabsorber: Aktivkohle
• Batterien des elektrischen Systems: drei 40-Ah- Silber-Zink-Batterien ; zwei 0,75-Ah-Silber-Zink-Pyrotechnikbatterien
• Fallschirme: zwei 5,0 m (16,5 Fuß) konische Bremsfallschirme; drei 2,2 m (7,2 Fuß) Ringschlitz-Pilotfallschirme; drei 25,5 m (83,5 Fuß) Ringsegel-Hauptfallschirme ^{[ 15 ]}

Quellen: ^{[ 16 ] [ 17 ]}

Das Servicemodul war eine drucklose, zylindrische Struktur mit einem Durchmesser von 3,91 m und einer Länge von 4,52 m. Die Triebwerksdüse und der Hitzeschild erhöhten die Gesamthöhe auf 7,49 m. Der Innenraum bestand aus einem zentralen Tunnelabschnitt mit 1,1 m Durchmesser, der von sechs kegelförmigen Segmenten umgeben war. Die Segmente waren jeweils mit einem vorderen Schott und einer Verkleidung versehen, durch sechs radiale Träger voneinander getrennt, außen mit vier Wabenplatten verkleidet und von einem hinteren Schott und dem Triebwerkshitzeschild gestützt. Die Winkel der Segmente betrugen nicht alle exakt 60°, sondern variierten je nach benötigter Größe.

• Sektor 1 (50°) war ursprünglich ungenutzt und wurde daher mit Ballast gefüllt , um den Schwerpunkt des SM zu erhalten.

Bei den letzten drei Mondlandemissionen ( J-Klasse ) trug das Raumschiff das wissenschaftliche Instrumentenmodul (SIM) mit einer leistungsstarken Itek -Kamera mit 610 mm Brennweite , die ursprünglich für die Aufklärungsflugzeuge Lockheed U-2 und SR-71 entwickelt worden war. Die Kamera fotografierte den Mond; wäre die S-IVB- Rakete nicht gezündet und das Raumschiff dadurch in der Erdumlaufbahn geblieben, hätten die Astronauten sie zur Fotografie der Erde verwendet. ^{[ 18 ] [ 19 ]} SIM verfügte außerdem über weitere Sensoren und einen Subsatelliten .

• Sektor 2 (70°) enthielt den Oxidator-Sumpftank des Betriebsantriebssystems (SPS). Dieser wurde so genannt, weil er den Motor direkt speiste und durch einen separaten Vorratstank kontinuierlich befüllt wurde, bis dieser leer war. Der Sumpftank war ein Zylinder mit halbkugelförmigen Enden, 3,91 m hoch, 1,3 m im Durchmesser und enthielt 6.315 kg Oxidator. Sein Gesamtvolumen ^betrug 4,573 ^m³ .
• Sektor 3 (60°) enthielt den SPS-Oxidationsmittel-Lagertank, der die gleiche Form wie der Sammeltank aufwies, jedoch mit einer Höhe von 3,924 m (154,47 Zoll) und einem Durchmesser von 1,1 m (44 Zoll) etwas kleiner war und 5.118 kg (11.284 Pfund) Oxidationsmittel fasste. Sein Gesamtvolumen betrug 3,639 m³ ⁽ 128,52 ft³ ⁾ .
• Sektor 4 (50°) enthielt die Brennstoffzellen des elektrischen Energiesystems (EPS) mit ihren Wasserstoff- und Sauerstoffreaktanten.
• Sektor 5 (70°) enthielt den SPS-Treibstoffbehälter. Dieser hatte die gleichen Abmessungen wie der Oxidatorbehälter und fasste 8.708 Pfund (3.950 kg) Treibstoff.
• Sektor 6 (60°) enthielt den SPS-Treibstofftank, der die gleichen Abmessungen wie der Oxidatortank aufwies. Er fasste 7.058 Pfund (3.201 kg) Treibstoff.

Die vordere Verkleidung war 58 cm lang und beherbergte den Rechner des Lageregelungssystems (RCS), den Stromverteilerblock, den ECS-Controller, den Trennungscontroller sowie Komponenten für die Hochgewinnantenne. Sie umfasste außerdem acht EPS-Strahler und den Verbindungsarm mit den wichtigsten elektrischen und hydraulischen Anschlüssen zum Kommandomodul. Außen befanden sich an der Verkleidung ein einziehbarer, nach vorn gerichteter Scheinwerfer , ein EVA- Flutlicht zur Unterstützung des Piloten des Kommandomoduls bei der Bergung des SIM-Films sowie ein blinkendes Rendezvous- Signal, das aus einer Entfernung von 100 km sichtbar war und als Navigationshilfe für das Rendezvous mit der Mondlandefähre diente.

Das Servicemodul (SM) war über drei Zugbänder und sechs Druckplatten mit dem Kommandomodul (CM) verbunden. Die Zugbänder bestanden aus Edelstahlbändern, die am hinteren Hitzeschild des CM verschraubt waren. Das SM blieb während des größten Teils der Mission mit dem Kommandomodul verbunden, bis es kurz vor dem Wiedereintritt in die Erdatmosphäre abgetrennt wurde. Beim Abtrennen wurden die Versorgungsleitungen des CM mithilfe einer pyrotechnisch aktivierten Trennvorrichtung durchtrennt . Nach dem Abtrennen zündeten die hinteren Translationstriebwerke des SM automatisch und kontinuierlich, um es vom CM zu entfernen, bis entweder der Treibstoff im Radarsystem (RCS) oder die Energie der Brennstoffzelle aufgebraucht war. Die Rolltriebwerke wurden ebenfalls fünf Sekunden lang gezündet, um sicherzustellen, dass das SM eine andere Flugbahn als das CM beschrieb und beim Wiedereintritt schneller auseinanderbrach.

Das Triebwerk des Service-Antriebssystems ( SPS ) war ursprünglich für den Start des CSM im direkten Aufstiegsmodus von der Mondoberfläche konzipiert . ^{[ 20 ]} Als Triebwerk wurde das AJ10-137 ausgewählt , ^{[ 21 ]} das mit Aerozine 50 als Treibstoff und Stickstofftetroxid (N₂O₄ ₎ als Oxidationsmittel einen Schub von 20.500 lbf (91 kN) erzeugte. ^{[ 22 ]} Im April 1962 wurde ein Vertrag mit der Firma Aerojet-General unterzeichnet _, um mit der Entwicklung des Triebwerks zu beginnen. Dieses sollte einen Schub liefern, der doppelt so hoch war wie für den im Juli desselben Jahres offiziell gewählten Rendezvous -Modus (LOR) erforderlich. ^{[ 23 ]} Das Triebwerk wurde tatsächlich für Kurskorrekturen zwischen Erde und Mond sowie zum Ein- und Ausschwenken des Raumschiffs in die Mondumlaufbahn eingesetzt. Es diente außerdem als Bremsrakete für den Wiedereintritt in die Erdumlaufbahn.

Die Treibstoffe wurden dem Triebwerk mittels Druckzufuhr zugeführt: 39,2 Kubikfuß (1,11 m³ ⁾ gasförmiges Helium bei 3.600 Pfund pro Quadratzoll (25 MPa), das in zwei kugelförmigen Tanks mit einem Durchmesser von 40 Zoll (1,0 m) mitgeführt wurde. ^{[ 24 ]}

Die Abgasdüse war 3,882 m lang und an der Basis 2,501 m breit. Sie war auf zwei Kardanaufhängungen montiert , um den Schubvektor während der SPS-Zündungen auf den Massenschwerpunkt des Raumfahrzeugs auszurichten . Brennkammer und Druckbehälter befanden sich im zentralen Tunnel.

Vier Gruppen von je vier Reaktionskontrollsystem -Triebwerken (bekannt als „Quads“) wurden im Abstand von 90° um den oberen Teil des Raumschiffs (SM) herum installiert. Die Anordnung der sechzehn Triebwerke ermöglichte die Rotations- und Translationskontrolle in allen drei Achsen des Raumschiffs. Jedes R-4D- Triebwerk war 30 cm lang und hatte einen Durchmesser von 15 cm, erzeugte einen Schub von 440 N und verwendete heliumgespeistes Monomethylhydrazin (MMH) als Treibstoff und Stickstofftetroxid (NTO) als Oxidationsmittel. ^{[ 25 ]} Jede Quad-Einheit maß 0,67 × 0,82 m und verfügte über eigene Treibstoff-, Oxidationsmittel- und Heliumtanks, die an der Innenseite einer 2,44 × 0,84 m großen Außenhautplatte montiert waren. Der primäre Treibstofftank (MMH) enthielt 31,3 kg. Der Sekundärtreibstofftank enthielt 20,5 kg (45,2 Pfund), der Primäroxidatortank 62,1 kg (137,0 Pfund) und der Sekundäroxidatortank 40,5 kg (89,2 Pfund). Die Treibstofftanks wurden aus einem einzigen Tank mit 0,61 kg (1,35 Pfund) flüssigem Helium unter Druck gesetzt. ^{[ 26 ]} Rückfluss wurde durch eine Reihe von Rückschlagventilen verhindert. Rückfluss und Leerlaufvolumen wurden durch die Trennung von Treibstoff und Oxidator in Teflonblasen , die die Treibstoffe vom Heliumdruckmedium trennten, realisiert. ^{[ 26 ]}

Die vier völlig unabhängigen RCS-Cluster sorgten für Redundanz; es waren nur zwei benachbarte, funktionierende Einheiten erforderlich, um eine vollständige Lageregelung zu ermöglichen. ^{[ 26 ]}

Das Mondlandemodul verwendete eine ähnliche Anordnung von vier R-4D-Triebwerken für sein Radarkontrollsystem.

Die elektrische Energie wurde von drei Brennstoffzellen erzeugt , die jeweils 1,1 m hoch, 0,56 m im Durchmesser und 111 kg schwer waren. Sie kombinierten Wasserstoff und Sauerstoff zur Stromerzeugung und produzierten Trinkwasser als Nebenprodukt. Die Zellen wurden von zwei halbkugelförmig-zylindrischen Tanks mit einem Durchmesser von 0,806 m versorgt, die jeweils 13 kg flüssigen Wasserstoff enthielten , sowie von zwei kugelförmigen Tanks mit einem Durchmesser von 0,66 m, die jeweils 148 kg flüssigen Sauerstoff enthielten (der auch das Klimatisierungssystem versorgte).

Beim Flug von Apollo 13 wurde das Notstromsystem (EPS) durch die explosive Berstung eines Sauerstofftanks außer Gefecht gesetzt. Die dadurch beschädigte zweite Tankanlage wurde ebenfalls beschädigt, was zum vollständigen Sauerstoffverlust führte. Nach dem Unfall wurde ein dritter Sauerstofftank hinzugefügt, um einen Betrieb unterhalb der Hälfte der Tankkapazität zu gewährleisten. Dies ermöglichte den Verzicht auf die interne Rührvorrichtung des Tanks, die zum Ausfall beigetragen hatte.

Ab Apollo 14 wurde dem Servicemodul (SM) eine 400-Ah-Zusatzbatterie für Notfälle hinzugefügt. Apollo 13 hatte in den ersten Stunden nach der Explosion die Batterien des Eintrittsmoduls stark beansprucht, und obwohl diese neue Batterie das Kommandomodul (CM) nicht länger als 5–10 Stunden mit Strom versorgen konnte, verschaffte sie im Falle eines vorübergehenden Ausfalls aller drei Brennstoffzellen wertvolle Zeit. Ein solcher Fall war eingetreten, als Apollo 12 während des Starts zweimal vom Blitz getroffen wurde.

Die Kabinenatmosphäre wurde mit reinem Sauerstoff bei 5 Pfund pro Quadratzoll (34 kPa) gehalten. Dieser Sauerstoff stammte aus denselben Flüssigsauerstofftanks, die auch die Brennstoffzellen des elektrischen Energiesystems versorgten. Das von den Brennstoffzellen erzeugte Trinkwasser wurde für Trink- und Kochzwecke gespeichert. Ein Wärmeregelungssystem, das ein Gemisch aus Wasser und Ethylenglykol als Kühlmittel nutzte , leitete die Abwärme der CM-Kabine und der Elektronik über zwei jeweils 2,8 m² große Radiatoren im unteren Bereich der Außenwände in den Weltraum ^ab . Einer der Radiatoren deckte die Sektoren 2 und 3 ab, der andere die Sektoren 5 und 6. ^{[ 27 ]}

Die Kurzstreckenkommunikation zwischen dem CSM und dem LM erfolgte über zwei VHF -Sichelantennen, die am SM direkt über den ECS-Strahlern montiert waren. Diese Antennen befanden sich ursprünglich am Block-I-Kommandomodul und dienten gleichzeitig als aerodynamische Stützen zur Stabilisierung der Kapsel nach einem Startabbruch. Nachdem sich diese Funktion als überflüssig erwiesen hatte, wurden die Antennen zum Block-II-Servicemodul verlegt.

Eine steuerbare, einheitliche S-Band -Hochgewinnantenne für die Langstreckenkommunikation mit der Erde war am hinteren Schott montiert. Sie bestand aus vier Reflektoren mit einem Durchmesser von 0,79 m (31 Zoll), die einen einzelnen quadratischen Reflektor mit einer Kantenlänge von 0,28 m (11 Zoll) umschlossen. Beim Start wurde sie parallel zum Haupttriebwerk zusammengeklappt, um in den Raumschiff-Mondlandeadapter (SLA) zu passen . Nach der Trennung des Kommandomoduls (CSM) vom SLA entfaltete sie sich rechtwinklig zum SM.

Vier omnidirektionale S-Band-Antennen auf dem Kommandomodul (CM) wurden verwendet, wenn die Lage des Kommandomoduls (CSM) verhinderte, dass die Hochgewinnantenne auf die Erde ausgerichtet werden konnte. Diese Antennen wurden auch zwischen dem Abwurf des Kommandomoduls (SM) und der Landung verwendet. ^{[ 28 ]}

• Länge: 24,8 Fuß (7,6 m)
• Durchmesser: 12,8 Fuß (3,9 m)
• Masse: 54.060 lb (24.520 kg)
  • Strukturmasse: 4.200 lb (1.900 kg)
  • Masse der elektrischen Ausrüstung: 2.600 lb (1.200 kg)
  • Masse des Service-Propulsion-Triebwerks (SPS): 6.600 lb (3.000 kg)
  • Treibstoffmenge für SPS-Triebwerke: 40.590 lb (18.410 kg)
• RCS-Schubkraft: 2 oder 4 × 100 lbf (440 N)
• RCS-Treibstoffe: MMH / N₂O₄
• Schubkraft des SPS-Triebwerks: 20.500 lbf (91.000 N)
• SPS-Triebwerkstreibstoffe: ( UDMH / N₂H₄)/ N₂O₄
• SPS I_sp: 314 s (3,100 N·s/kg)
• Spacecraft delta-v: 9,200 ft/s (2,800 m/s)
• Electrical system: three 1.4 kW 30 V DC fuel cells

The payload capability of the Saturn IB launch vehicle used to launch the Low Earth Orbit missions (Apollo 1 (planned), Apollo 7, Skylab 2, Skylab 3, Skylab 4, and Apollo–Soyuz) could not handle the 66,900-pound (30,300 kg) mass of the fully fueled CSM. This was not a problem, because the spacecraft delta-v requirement of these missions was much smaller than that of the lunar mission; therefore they could be launched with less than half of the full SPS propellant load, by filling only the SPS sump tanks and leaving the storage tanks empty. The CSMs launched in orbit on Saturn IB ranged from 32,558 pounds (14,768 kg) (Apollo–Soyuz), to 46,000 pounds (21,000 kg) (Skylab 4).

The omnidirectional antennas sufficed for ground communications during the Earth orbital missions, so the high-gain S-band antenna on the SM was omitted from Apollo 1, Apollo 7, and the three Skylab flights. It was restored for the Apollo–Soyuz mission to communicate through the ATS-6 satellite in geostationary orbit, an experimental precursor to the current TDRSS system.

On the Skylab and Apollo–Soyuz missions, some additional dry weight was saved by removing the otherwise empty fuel and oxidizer storage tanks (leaving the partially filled sump tanks), along with one of the two helium pressurant tanks.^[29] This permitted the addition of some extra RCS propellant to allow for use as a backup for the deorbit burn in case of possible SPS failure.^[30]

Since the spacecraft for the Skylab missions would not be occupied for most of the mission, there was lower demand on the power system, so one of the three fuel cells was deleted from these SMs. The command module was also partially painted white, to provide passive thermal control for the extended time it would remain in orbit.

The command module could be modified to carry extra astronauts as passengers by adding jump seat couches in the aft equipment bay. CM-119 was fitted with two jump seats as a Skylab Rescue vehicle, which was never used.^[31]

• Der Block II verwendete eine einteilige, schnell zu öffnende, nach außen öffnende Luke anstelle der zweiteiligen Verschlussluke des Block I. Bei Letzterer musste das Innenteil abgeschraubt und in die Kabine gelegt werden, um das Raumschiff betreten oder verlassen zu können (ein Fehler, der der Apollo-1-Besatzung zum Verhängnis wurde). Die Luke des Block II ließ sich im Notfall schnell öffnen. (Beide Lukenversionen waren mit einem zusätzlichen, abnehmbaren Abschnitt der Boost-Schutzabdeckung versehen, die das Kommandomodul umgab, um es im Falle eines Startabbruchs zu schützen.)
• Der vordere Zugangstunnel von Block I war kleiner als der von Block II und diente ausschließlich dem Notausstieg der Besatzung nach der Wasserung im Falle von Problemen mit der Hauptluke. Er war während des Fluges durch die Nase des vorderen Hitzeschilds abgedeckt. Block II enthielt einen kürzeren vorderen Hitzeschild mit einer flachen, abnehmbaren Luke unterhalb eines Andockrings und eines Sondenmechanismus, der die Mondlandefähre einfing und hielt.
• Die aluminisierte PET-Folie, die dem Hitzeschild von Block II ein glänzendes, spiegelndes Aussehen verlieh, fehlte bei Block I, wodurch das hellgraue Epoxidharzmaterial zum Vorschein kam, das bei einigen Flügen weiß lackiert wurde.
• Die VHF -Säbelantennen des Blocks I befanden sich in zwei halbkreisförmigen Stützen, die ursprünglich zur Stabilisierung des Kommandomoduls beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre als notwendig erachtet wurden. Unbemannte Wiedereintrittstests zeigten jedoch, dass diese für die Stabilität nicht erforderlich und bei den simulierten hohen Wiedereintrittsgeschwindigkeiten auf dem Mond auch aerodynamisch ineffektiv waren. Daher wurden die Stützen vom Block II entfernt und die Antennen in das Servicemodul verlegt.
• Der CM/SM-Verbindungsanschluss von Block I war kleiner als bei Block II und befand sich in der Nähe der Mannschaftsluke anstatt fast 180 Grad davon entfernt. Die Trennstelle lag zwischen den Modulen, anstatt wie bei Block II der größere, am Servicemodul montierte Gelenkarm, der die Trennung an der CM-Seitenwand vornahm.
• Die beiden RCS-Triebwerke mit negativem Anstellwinkel im vorderen Abteil waren auf Block I vertikal und auf Block II horizontal angeordnet.

• Beim unbemannten Block-I-Flug von Apollo 6 war das Servicemodul (SM) aufgrund einer Korkisolierung (weiß lackiert) weiß, die über der äußeren Aluminium-Deckschicht angebracht war ^{[ 32 ]} . Es wurden Tests mit verschiedenen Materialien hinsichtlich ihrer Wärmeleitfähigkeit durchgeführt, weshalb die Korkisolierung verwendet wurde. Der Kork diente als Wärmeschutz. Die weiße Lackschicht über dem Kork sorgte für die optischen Eigenschaften. Der Kork hielt der Hitzeentwicklung beim Start stand; die weiße Lackschicht bestimmte die solare Absorptionsfähigkeit bzw. die Infrarot-Emissionsfähigkeit für das Wärmemanagement im Orbit. Dasselbe Prinzip liegt der grau getönten weißen Lackierung des konischen Hitzeschilds des Kommandomoduls zugrunde, deren Absorptionskoeffizient im Bericht mit α = 0,52–0,56 und die Emissionsfähigkeit mit ε = 0,87–0,91 quantifiziert wird. Geringe Absorptionsfähigkeit, hohe Emissionsfähigkeit → Kaltgleichgewicht bei Beschattung, schnelle Abkühlung bei Neuausrichtung. Das Missionsprofil von Apollo 6 erforderte eine gezielte, etwa sechsstündige Abkühlung vor dem Wiedereintritt, um die Hitzeschildkonstruktion des Block II thermisch zu belasten. Daher benötigte SM-014 eine besonders gute Strahlungskopplung. Die Wände des SM blieben unlackiert, mit Ausnahme der EPS- und ECS-Radiatoren, die weiß waren.
• Die EPS- und ECS-Kühler wurden für Block II neu konstruiert. Block I verfügte über drei größere EPS-Kühler in den Sektoren 1 und 4. Die ECS-Kühler befanden sich im hinteren Bereich der Sektoren 2 und 5.
• Die Brennstoffzellen des Block I befanden sich am hinteren Schott in Sektor 4, ihre Wasserstoff- und Sauerstofftanks befanden sich in Sektor 1.
• Block I verfügte über etwas längere SPS-Treibstoff- und Oxidationsmitteltanks, die mehr Treibstoff fassten als Block II.
• Der hintere Hitzeschild des Block II war rechteckig mit leicht abgerundeten Ecken im Bereich der Treibstofftanks. Der Hitzeschild des Block I hatte die gleiche Grundform, war aber an den Enden leicht nach außen gewölbt, ähnlich einer Sanduhr oder einer Acht, um einen größeren Teil der Tanks abzudecken.

Seriennummer	Name	Verwenden	Starttermin	Aktueller Standort	Bild
Block I [ 33 ] [ 34 ] [ 35 ]
CSM-001		Systemkompatibilitätstestfahrzeug		verworfen [ 36 ]
CSM-002		Flug A-004	20. Januar 1966	Kommandomodul ausgestellt in der Cradle of Aviation , Long Island , New York [ 37 ]
CSM-004		statische und thermische Bauwerksbodenprüfungen		verworfen [ 35 ]
CSM-006		wird zur Demonstration eines Systems zur Entfernung von herumwirbelnden Abfällen verwendet.		Kommandomodul verschrottet; [ 38 ] Servicemodul (umbenannt in SM-010) [ 34 ] ausgestellt im US Space & Rocket Center , Huntsville, Alabama [ 39 ]
CSM-007		Verschiedene Tests, darunter akustische Vibrations- und Falltests sowie ein Training zum Wasseraustritt, wurden durchgeführt. CM wurde mit den Verbesserungen des Block II nachgerüstet. [ 40 ] Die Tests für Skylab fanden von 1971 bis 1973 im McKinley Climatic Laboratory auf der Eglin Air Force Base in Florida statt.		Kommandomodul im Museum of Flight , Seattle , Washington ausgestellt [ 41 ]
CSM-008		Komplette Systeme für Raumfahrzeuge, die in thermischen Vakuumtests eingesetzt werden		verworfen [ 36 ]
CSM-009		AS-201 Flug- und Falltests	26. Februar 1966	Das Kommandomodul ist im Strategic Air and Space Museum neben der Offutt Air Force Base in Ashland, Nebraska, ausgestellt [ 42 ].
CSM-010		Thermischer Test (Befehlsmodul für dynamische Tests als CM-004A / BP-27 umbenannt); [ 43 ] Servicemodul nie fertiggestellt [ 34 ]		Kommandomodul ausgestellt im US Space & Rocket Center , Huntsville, Alabama [ 36 ]
CSM-011		AS-202 Flug	25. August 1966	Das Kommandomodul ist im USS Hornet Museum auf dem Gelände der ehemaligen Marinefliegerstation Alameda in Alameda , Kalifornien, ausgestellt [ 44 ].
CSM-012		Apollo 1 ; das Kommandomodul wurde beim Apollo-1-Brand schwer beschädigt.		Kommandomodul im Lager des Langley Research Center in Hampton, Virginia ; [ 45 ] dreiteilige Türluke im Kennedy Space Center ausgestellt ; [ 46 ] Servicemodul verschrottet [ 36 ]
CSM-014		Das Kommandomodul wurde im Rahmen der Apollo-1-Untersuchung demontiert. Das Servicemodul (SM-014) wurde bei der Apollo-6- Mission verwendet. Das Kommandomodul (CM-014) wurde später modifiziert und für Bodentests (als CM-014A) eingesetzt. [ 34 ]		Verschrottet im Mai 1977. [ 33 ]
CSM-017		CM-017 flog mit Apollo 4 zusammen mit SM-020, nachdem SM-017 bei einer Treibstofftankexplosion während Bodentests zerstört worden war. [ 34 ] [ 47 ]	9. November 1967	Kommandomodul ausgestellt im Stennis Space Center , Bay St. Louis, Mississippi [ 48 ]
CSM-020		CM-020 flog mit SM-014 an Bord von Apollo 6. [ 34 ]	4. April 1968	Das Kommandomodul ist im Fernbank Science Center in Atlanta ausgestellt .
Block II [ 49 ] [ 50 ]
CSM-098	2TV-1 (Block II Thermal Vacuum Nr. 1) [ 51 ]	werden bei thermischen Vakuumtests verwendet		Das CSM ist im Museum der Akademie der Wissenschaften in Moskau, Russland, im Rahmen der Ausstellung zum Apollo-Sojus-Testprojekt zu sehen . [ 35 ]
CM-099	2S-1 [ 51 ]	Skylab-Flugbesatzungsschnittstellentraining; [ 51 ] Aufpralltests [ 34 ]		verworfen [ 51 ]
CSM-100	2S-2 [ 51 ]	statische Strukturprüfung [ 34 ]		Kommandomodul "als Artefakt an das Smithsonian übergeben", Servicemodul im New Mexico Museum of Space History ausgestellt [ 51 ]
CSM-101		Apollo 7	11. Oktober 1968	Das Kommandomodul war von 1974 bis 2004 im National Museum of Science and Technology in Ottawa , Ontario, Kanada , ausgestellt und befindet sich nach 30 Jahren als Leihgabe nun im Frontiers of Flight Museum in Dallas , Texas . [ 52 ]
CSM-102		Startkomplex 34 Prüffahrzeug		Das Kommandomodul wurde verschrottet; [ 53 ] das Servicemodul befindet sich im JSC auf der Little Joe II im Rocket Park zusammen mit dem Kommandomodul Boiler Plate 22. [ 54 ]
CSM-103		Apollo 8	21. Dezember 1968	Kommandomodul im Museum für Wissenschaft und Industrie in Chicago ausgestellt [ 50 ]
CSM-104	Gummibärchen	Apollo 9	3. März 1969	Kommandomodul im San Diego Air and Space Museum ausgestellt [ 50 ]
CSM-105		akustische Tests		Im National Air and Space Museum in Washington, D.C., als Teil der Ausstellung zum Apollo-Sojus-Testprojekt zu sehen . [ 55 ] ( Foto )
CSM-106	Charlie Brown	Apollo 10	18. Mai 1969	Kommandomodul im Science Museum, London ausgestellt [ 50 ]
CSM-107	Columbia	Apollo 11	16. Juli 1969	Kommandomodul ausgestellt im National Air and Space Museum , Washington, DC [ 50 ]
CSM-108	Yankee Clipper	Apollo 12	14. November 1969	Kommandomodul ausgestellt im Virginia Air & Space Center , Hampton, Virginia ; [ 50 ] zuvor ausgestellt im National Naval Aviation Museum auf der Naval Air Station Pensacola , Pensacola, Florida (ausgetauscht gegen CSM-116)
CSM-109	Odyssee	Apollo 13	11. April 1970	Kommandomodul im Kansas Cosmosphere and Space Center ausgestellt [ 50 ]
CSM-110	Kitty Hawk	Apollo 14	31. Januar 1971	Kommandomodul im Kennedy Space Center ausgestellt [ 50 ]
CSM-111		Apollo-Sojus-Testprojekt	15. Juli 1975	Das Kommandomodul ist derzeit im California Science Center in Los Angeles , Kalifornien , ausgestellt [ 56 ] [ 57 ] [ 58 ] (früher ausgestellt im Kennedy Space Center Visitor Complex )
CSM-112	Bestrebung	Apollo 15	26. Juli 1971	Kommandomodul ausgestellt im National Museum of the United States Air Force , Wright-Patterson Air Force Base , Dayton, Ohio [ 50 ]
CSM-113	Casper	Apollo 16	16. April 1972	Kommandomodul ausgestellt im US Space & Rocket Center , Huntsville, Alabama [ 50 ]
CSM-114	Amerika	Apollo 17	7. Dezember 1972	Kommandomodul ausgestellt im Space Center Houston , Houston, Texas [ 50 ]
CSM-115		Apollo 19 [ 59 ] (abgesagt)		Nie vollständig fertiggestellt [ 60 ] – das Servicemodul hat keine SPS-Düse. Ausgestellt als Teil der Saturn-V-Ausstellung im Johnson Space Center , Houston, Texas [ 61 ].
CSM-115a		Apollo 20 [ 62 ] (abgesagt)		Nie vollständig fertiggestellt [ 60 ] – die inneren Strukturen wurden nicht installiert [ 63 ] und als Ersatzteile verwendet. Die restlichen Teile wurden 1978 zu einer Ausstellung nach Japan geschickt und nie zurückgebracht; sie sind im Space LABO in Kitakyushu, Japan, ausgestellt. [ 64 ] [ 65 ]
CSM-116		Skylab 2	25. Mai 1973	Kommandomodul ausgestellt im National Museum of Naval Aviation , Naval Air Station Pensacola , Pensacola, Florida [ 66 ]
CSM-117		Skylab 3	28. Juli 1973	Das Kommandomodul ist im Great Lakes Science Center ausgestellt , dem heutigen Standort des NASA Glenn Research Center Visitor Center in Cleveland, Ohio [ 67 ].
CSM-118		Skylab 4	16. November 1973	Kommandomodul ausgestellt im Oklahoma History Center [ 68 ] (früher ausgestellt im National Air and Space Museum , Washington, DC ) [ 69 ]
CSM-119		Skylab Rescue und ASTP-Backup		Ausgestellt im Kennedy Space Center [ 70 ]

• Orbitalmodul
• Wiedereintrittskapsel
• Raumkapsel
• Raumanzug
• Weltraumforschung
• US-Weltraumgeschichte auf US-Briefmarken
• Apollo-Mondlandefähre
• Mars-Piloten-Orbitalstation

Anmerkungen

Zitate