Command and Service Module

Le vaisseau Apollo (photo) est constitué de deux éléments : le Command Module (CM) et le Service Module (SM). Le SM A la forme d'un cylindre. A la base de ce cylindre vient se loger la tuyère du Service Propulsion System, qui est le système principal de propulsion du vaisseau. Au sommet du SM se situe le Command Module, un compartiment pressurisé de forme conique abritant l'équipage, et protégé à sa base par un bouclier thermique. (voir schéma du CSM)

Le vaisseau Apollo était construit par North American Rockwell's Aerospace Division pour la NASA. Il est complètement différent des vaisseaux Mercury et Gemini qui l'ont précédé. De plus, son espace habitable est beaucoup plus grand. C'est le premier vaisseau américain accueillant un équipage de 3 hommes.

Dès son origine, le programme Apollo était envisagé comme un projet comprenant de multiples phases (en ce qui concerne les vols habités). La première étape consistait en des vols en orbite terrestre, utilisant le lanceur Saturn I. Si ces vols étaient fructueux et le si le matériel avait répondu de manière satisfaisante aux essais, on passait à la seconde phase : des vols habités en orbite circumlunaire avec un lanceur de type Saturn V. La dernière phase du programme coïncidait bien évidemment aux alunissages proprement dits.

Initialement, on envisagea une méthode de type "fusée de Tintin" : un alunissage direct, ce qui impliquait par conséquent un seul et unique vaisseau, qui faisait le voyage Terre-Lune, alunissait, redécollait et revenait sur Terre. En 1962, la procédure de rendez-vous en orbite lunaire s'imposa et devint la seule technique considérée par la NASA pour Apollo. De ce choix découlèrent des modifications dans le concept et le développement des véhicules : désormais, deux véhicules étaient nécessaires, et non plus un seul comme pour la méthode directe. On choisit donc de créer un vaisseau qui ferait le voyage jusque la Lune, capable d'effectuer des changements de trajectoires et de rentrer dans l'atmosphère pour le retour sur Terre, entre autres, et un deuxième véhicule, qui n'aurait pour utilité que d'alunir puis de s'arrimer de nouveau avec le premier vaisseau une fois l'exploration lunaire terminée. Le premier véhicule fut baptisé "Command and Service Module" (CSM) et le second "Lunar Excursion Module" puis plus simplement "Lunar Module" (LM) quelques années plus tard.

Le contrat pour la conception et le développement du CSM revint à la firme North American Aviation, qui devint par la suite North American Rockwell.

En 1964, une étude de la NASA préconisa de diviser la conception du CSM en deux étapes. La production de vaisseau de type "Block I" commença. Ces vaisseaux devaient permettre la réalisation de tests (aussi bien sur Terre qu'en vols inhabités ou habités) sur la structure et les systèmes de base du vaisseau. En revanche, ces véhicules du Block I ne possédaient pas le matériel nécessaire aux opérations d'alunissage, à commencer par le dispositif d'arrimage avec le LM. Par la suite, une seconde génération, les véhicules du "Block II", allait être conçue, cette fois-ci avec l'intégralité des systèmes nécessaires aux missions lunaires en place et opérationnels. Les vaisseaux du Block I différaient en de nombreux points des véhicules du Block II. Les vaisseaux de la première génération subirent au fil des années de très nombreux tests en tout genre, tant dans les usines des fournisseurs que sur les sites de la NASA ou lors de vols inhabités, et au moins trois vols habités avec des "Block I" étaient prévus. Mais en février 1967, à la veille du premier vol habité Apollo (voir mission Apollo 1), un tragique accident coûta la vie à Grissom, White et Chaffee, lors d'un essai au sol. L'enquête révéla de graves problèmes dans la conception du véhicule utilisé pour Apollo 1, mais surtout dans tous les autres véhicules de cette génération. Des changements et des modifications radicales sur une pléiade de composants et de systèmes, et sur l'architecture même des vaisseaux du Block II conduirent à la version qui fut utilisé sur tous les vols Apollo habités. La tragédie d'Apollo 1 permit donc de révéler de nombreux défauts puis d'optimiser et sécuriser la nouvelle génération de véhicule, et d'assurer ainsi le succès du programme.

        
A gauche, un CSM du Block I (Apollo 1) • Au milieu, un CM du Block I (Apollo 1) • A droite, un CSM du Block II (Apollo 15) - Les vaisseaux sont photographiés dans le Manned Spacecraft Operations Building, où les véhicules étaient vérifiés et assemblés avant la mission.

Le CSM est donc constitué d'une partie dite de servitude, le module de service (SM), visuellement semblable à un cylindre auquel est fixé une tuyère, le SPS. Au sommet du SM est solidement arrimé le module de commande (CM) qui abrite et sert de poste de contrôle et d'habitat à l'équipage.

Description du Service Module

Hauteur 7,5 m
Diamètre 3,9 m
Masse moyenne (selon les missions) 23 tonnes


Scan by John Duncan

Le Service Module contient les ressources nécessaires au voyage Terre-Lune, comme par exemple l'oxygène, les propergols, l'hydrogène, ... Le revêtement externe du SM est constitué par des panneaux en aluminium alvéolé, d'une épaisseur de 2,5 cm. L'intérieur du SM est séparé en 6 sections par des panneaux dentelés en aluminium. Ces 6 sections sont disposées autour d'un cylindre central contenant deux sphères d'hélium. Voici la répartition de ces sections :

 

Description du Command Module

Hauteur 3,47 m
Diamètre de la base 3,9 m
Masse moyenne (selon les missions) 5,56 tonnes

Le rôle principal du CM est d'accueillir l'équipage. Ce dernier est composé de plusieurs compartiments :

Le CM est la seule partie du convoi spatial à revenir sur Terre. Il faut préciser que la vitesse de rentrée est proche de 11 m/s soit près de 39600 km/h. A cette vitesse, les contraintes aérodynamiques et surtout la chaleur et le plasma engendré par la friction de l'air sur la surface du CM et colossale, de plusieurs milliers de degrés. Ainsi, tout le CM est recouvert d'un bouclier thermique (Heat Shield). On considéra initialement un bouclier fait de tuiles nylon-phénolique, mais finalement on adopta une structure en fibre de verre alvéolé, et dans chaque alvéole, on introduisait au pistolet manuellement une résine phénolique epoxy, qui sert de matériau ablatif. La structure interne du bouclier thermique, à la base du CM, était constitué d'acier inoxydable. L'épaisseur du bouclier thermique varie de 1,7 cm à 6,8 cm à la base du CM.

  

La structure interne du CM est faite de couches d'aluminium alvéolé compactées en sandwich (photo de gauche, ci-dessus). Son épaisseur varie de 3,8 mm à 6,3 cm. Sur la photo ci-dessus à droite, on peut voir le CM utilisé lors de la mission Apollo 11 dans son état actuel après avoir subit la rentré dans l'atmosphère. On peut voir que toute la surface du CM est carbonisé.

Le CM est équipé est équipé d'un système d'arrimage dit "drogue-and-probe" avec le LM (Module Lunaire). La sonde à l'extrémité du CM possède un système de couplage extensible, ainsi qu'un équipement d'atténuation de choc monté à l'intérieur du tunnel reliant le CM et le LM. Une fois que la sonde du CM est correctement positionnée dans le système d'arrimage du LM, 12 loquets automatiques sont vérrouillés. Après que les loquets ont été vérifiés, l'équipage retire le la trappe et la sonde, puis peut circuler dans le tunnel librement et accéder au LM.

 

 


Scan by John Duncan

IMAGE : APOLLO PROGRAM SUM REPORT 206

Le design eu système d'arrimage (Docking System) commença en décembre 1963. Aucun problème majeur n'accompagna sa conception. L'obstacle majeur de ce système résidait dans le fait que l'équipement d'arrimage, c'est à dire la sonde et la "drogue" du LM, devait impérativement pouvoir être retiré puis remis en place, sans quoi l'accès au tunnel entre le LM et le CM aurait été impossible. Le tout pouvait être enlevé puis remis en place à la main, sans effort particulier, et sans l'aide d'aucun instrument.

Cette configuration du système d'arrimage fut optimale, car aucun échec majeur n'eut lieu lors des vols habités. Toutefois, quelques problèmes survinrent lors de la procédure de désarrimage d'Apollo 9, mais furent surmontés rapidement. Après investigation, il se révéla que le matériel répondait parfaitement, et la procédure de désarrimage fut modifiée. Sur Apollo 14, 6 tentatives furent nécessaires pour parvenir à l'arrimage initial. Un problème mécanique dû à la présence d'un corps étranger est très certainement la cause du dysfonctionnement, qui ne se répéta pas lors de la mission.

Description des systèmes du CSM

Guidance, Navigation and Control System (GNCS, Système de guidage, de navigation et de contrôle) — Ce système mesure la vitesse du vaisseau, sa position et son attitude, c'est-à-dire tous ses déplacements. Pour plus de détails concernant ce système, consultez la page dédié au GNCS en cliquant ici...

 

Stabilization and Control System (SCS, Système de stabilisation et de contrôle) — Ce système contrôle la rotation, la translation et le vecteur de poussée du vaisseau. Il fournit aussi des données pour les manœuvres initiées par l'équipage. Le SCS peut servir de système auxiliaire de guidage, lorsque le GNCS est défaillant. Pour plus d'infos sur le SCS, cliquez ici...

 

Service Propulsion System (SPS, Système de propulsion du SM) — Ce système fournit la poussée pour les grands changements de vitesse grâce à un moteur-fusée hypergolique de 9,3 tonnes de poussée monté sur cardan. Ce moteur-fusée utilise un mélange de 50% d'UDMH (Unsymmetrical dimethyl hydrazine, diméthylhydrazine asymétrique) et de 50% d'hydrazine-carburant. Le SPS est situé dans le Service Module, et est contrôlé par des commandes automatiques de mise à feu provenant du GNCS, ou par des commandes de mise à feu manuelles de l'équipage. Le SPS fournit une poussée constante. Le SCS oriente la tuyère du SPS (voir photo) dans la direction du bon vecteur de poussée, par rapport au centre de gravité du vaisseau.

 

Telecommunications System (Système de télécommunication) — Ce système relaie les communications vocales, télévisées, le transfert de données entre le CSM et le LM et entre les astronautes en EVA (Extravehicular Activity, Activité extravéhiculaire). C'est ce système qui gère les communications entre les membres d'équipage. Il utilise une télémétrie modulée constituée d'un code en pulsation pour relayer les données sur l'état du vaisseau et sur les conditions de l'équipage à travers Manned Space Flight Network (MSFN, Réseau des vols spatiaux habités), ainsi que les communications vocales sur VHF et AM, les données provenant du transpondeur de la S-Band, les communications en Up/Downlink (du sol vers le vaisseau ou inversement), les signaux télévisés, et le signal la balise de récupération. Les stations au sol peuvent transmettre au vaisseau des données telles que des mises à jour du programme de guidage, ou des commandes exécutable en temps réel pour certaines fonctions du vaisseau.

Le système est constitué essentiellement par l'antenne à haut gain (HGA, High Gain Antenna). Celle-ci comporte quatre paraboles de 78 cm montées sur un bras pliant à l'arrière du Service Module. Cette antenne est orientable sur l'axe longitudinal du vaisseau : le bras peut plier jusqu'à 52 degrés par rapport à l'horizontal. Les signaux venant du sol (Uplink) peuvent être suivis automatiquement grâce au cardan de l'antenne, ou manuellement. Les communications vocales et les communications en Up/Downlink sont prises en mains par l'HGA et les antennes Omnis.

En rouge sur la photo, la position des différents composants du système de télécommunications dans le CM.


Scan by John Duncan


Disposition des différentes antennes du CSM.

 

Sequential System (Système séquentiel) — Ce système est en interface avec tous les autres systèmes du vaisseaux pour initialiser les fonctions dépendant du temps pendant le lancement, les manœuvres d'arrimage, les abandons suborbitaux ou la phase de réentrée dans l'atmosphère. Le système contrôle aussi les opérations de routine comme la séparation des modules ou le déploiement du système d'atterrissage.

 

Emergency Detection System (EDS, Système de détection d'urgence) — L'EDS détecte et affiche les données à l'équipage concernant les conditions d'urgence lors du lancement, comme par exemple le roulis ou de tangage trop élevé, ou encore l'état des moteur-fusées. Ce système peut automatiquement ou manuellement couper les boosters de la Saturn V et activer le système d'abandon lors du lancement (LES, Launch Escape System). Une fois que le vaisseau est en orbite, les fonctions de l'EDS ne sont plus actives.

 


Scan by John Duncan

Earth Landing System (ELS, Système d'atterrissage) — Ce système comprend le système principal du parachute ainsi que les kits de récupération après l'atterrissage. Le système est constitué de trois parachutes principaux de 25m chacun, ainsi que de 3 parachutes qui amorce la décélération de 5 m. Deux parachutes principaux sur les 3 peuvent assurer un bon atterrissage.

Sur ce schéma, on peut voir les différentes étapes de l'amerrissage. Tout d'abord, les parachutes d'appoint s'ouvre, et entraîne ensuite les parachutes principaux.

 

  

Sur cette photo, on peut observer les parachutes en forme de ballon de football destinés à assurer la stabilité du vaisseau dans l'océan après le Splashdown, et surtout à éviter que celui-ci bascule. Le CM ci-dessus est celui utilisé pour la mission Apollo 13. Les dommages causés par la rentrée dans l'atmosphère sont bien visibles...

 

Reaction Control System (RCS, Système de contrôle par réaction) — Le RCS du SM et le RCS du CM sont indépendants. Le SM RCS a quatre "quads" identiques, sorte de petites boîtes possédant une tuyère sur quatre face. Les quads sont montés autour du SM à 90 degrés les uns des autres. Chaque quad possède 4 moteurs-fusées fournissant chacun une poussée de 45 kg dans quatre directions différentes, ainsi que deux réservoirs de carburant, deux réservoirs de comburant et une sphère de pressurisation d'hélium. Le SM RCS fournit un contrôle attitude redondant du vaisseau, grâce à des couplages logiques du SCS et du GNCS. Ainsi l'équipage peut contrôler le RCS avec une sorte de joystick, ce qui permet de déplacer le vaisseau sur trois axes (cliquez ici pour voir la disposition des composants du RCS).

        
Un des réservoirs du SM RCS • Schéma d'un quad du RCS • Un tuyère du SM RCS

 


Scan by John Duncan

Le CM RCS consiste en 2 sous-systèmes comportant chacun 6 moteurs-fusées, chaque moteur-fusée comprenant lui-même 6 machines de 42 kg de poussée chacune. Les 2 sous-systèmes sont activés juste avant la séparation entre le CM et le SM. Un des 2 sous-systèmes est utilisé pour le contrôle attitude lors de la réentrée. Le second est placé en standby si le premier ne fonctionner pas correctement. Le propergol pour le CM RCS et le SM RCS est du monométhyl hydrazine qui sert de carburant, et du tétroxyde d'azote pour le comburant. La pressurisation est assurée par de l'hélium. Ces deux composant sont hypergoliques, c'est-à-dire qu'ils s'enflamment spontanément lorsque qu'ils sont mis en présence l'un de l'autre, sans besoin de flamme ou de source de chaleur pour l'ignition.

<= Schéma d'un moteur-fusée du CM RCS.

 

Electrical Power System (EPS, Système de production électrique) — Ce système fournit les sources d'électricité nécessaires au vaisseau, génère et contrôle l'électricité, convertit et conditionne l'énergie, et distribue l'énergie pendant la mission. L'EPS fournit aussi de l'eau potable aux astronautes, eau qui est un produit de la réaction qui a lieu dans les piles à combustibles (Fuel Cells). Ces piles à combustibles sont les principales sources d'énergie du vaisseau. Elles sont situées dans le SM. Chaque pile est constitué d'un compartiment contenant de l'hydrogène, d'un autre compartiment contenant de l'oxygène, et de deux électrodes. Le système de stockage des gaz cryogéniques, aussi situé dans le SM, fournit l'oxygène et l'hydrogène utilisés dans les piles à combustibles, et également l'oxygène utilisé dans l'ECS.

  
Une coupe d'un réservoir d'oxygène Apollo.

 

Trois batteries argent-oxyde de zinc fournissent l'énergie nécessaire au CM pendant la réentrée et après l'atterrissage, et assistent les piles à combustibles lorsque la demande en énergie est élevée. Ces batteries sont situés dans la baie inférieure d'équipement (Lower Equipment Bay). Un chargeur est aussi situé dans la même baie, ce qui permet de charger pleinement les batteries avant la rentrée dans l'atmosphère.

Trois autres batteries indépendantes et isolées du système électrique sont utilisées pour fournir de l'énergie aux équipements explosifs nécessaire à la séparation du CM et du LM, du S-IVB et du CSM, pour le déploiement des parachutes et pour d'autres usages pyrotechniques.

 

Environmental Control System (ECS, Système de contrôle environnemental) — L'ECS contrôle l'atmosphère du vaisseau et des combinaisons, ainsi que la pressurisation, la température, et la gestion de l'eau. Ce système supprime également le dioxyde de carbone, les odeurs et les particules, et ventile la cabine après l'atterrissage. L'ECS collecte et stocke l'eau potable venant les piles à combustibles pour l'équipage, fournit de l'eau au système d'évaporation du glycol pour le refroidissement des systèmes électroniques et vide le éjecte le surplus d'eau. Le température optimale d'opération des systèmes électroniques est maintenue par ce système grâce aux radiateurs spatiaux situés sur le SM et avec les radiateurs de la cabine.

 

Caution and Warning System (C&W, Système d'alerte) — Ce système surveille l'état des systèmes du vaisseau pour détecter les défaillances et alerte l'équipage avec des alarmes sonores et visuelles.

 

Controls & Displays (Contrôles et affichages) — Ce système est chargé de l'affichage de l'état des systèmes grâce à des jauges, des indicateurs et de nombreux autres appareils, ainsi que des contrôles pour les différents fonctions du vaisseau. Ces contrôles ont été créé de telles façon que l'équipage puisse les utiliser et les atteindre même dans une suite pressurisé. (Cliquez ici pour voir la console principal et une vue de l'intérieur du CM).

Cliquez sur l'icône ci-contre pour télécharger l'intégrité de la Main Display Console (Tableau de bord) du Command Module. (1,2 Mo.)

 

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