La nave espacial estaría constituida de varias unidades o etapas que trabajarían juntas para realizar la misión de alunizar y retornar con seguridad a la Tierra. Los componentes principales de la nave eran: el sistema de escape de emergencia (LES), el módulo de mando (CM), el módulo de servicio (SM), el módulo lunar (LM) y el adaptador del módulo lunar (SLA). Estas etapas permanecían juntas encima del vehículo de lanzamiento.
El principio que se usaría en la misión consistía en el encuentro en órbita lunar: un cohete lanzaría a la nave espacial hacia la Luna donde orbitaría. Una porción menor de la nave tomaría tierra en la Luna y luego volvería a la órbita. Luego, el resto de la nave volvería a la Tierra.
Los vehículos de lanzamiento utilizados fueron: Little Joe II, Saturno I, Saturno IB y Saturno V.
Sistema de escape de emergencia (LES)
El propósito del sistema de escape de emergencia del Apolo era mantener lejos al módulo de mando, que contenía la cabina de la tripulación, del vehículo de lanzamiento en caso de abortar la misión. La emergencia podría ser un incendio, la explosión del cohete o que éste se saliera de la trayectoria.
El sistema de escape funcionaría automáticamente (o mediante activación manual) para disparar el cohete de combustible sólido y abrir un sistema estabilizador para alejar el módulo de mando, y fuera de la trayectoria, del cohete malogrado. Luego, el sistema de escape de emergencia sería desechado y el módulo de mando aterrizaría gracias a su sistema de paracaídas.
Si la emergencia sucediera en la plataforma de lanzamiento, el sistema de escape elevaría al módulo de mando a una altura suficiente para permitir que los paracaídas se desplegaran correctamente antes de llegar al suelo.
Especificaciones
• Longitud total: 10,2 m
• Diámetro: 0,66 m
• Peso total: 4.170 kg
• Empuje: 689 kN
Esquema del LES y el módulo de mando y servicio.
Módulo de mando (CM)
El módulo de mando, también llamado módulo de comando, era el centro de control de la nave Apolo y la zona de alojamiento para la tripulación. Contenía la cabina principal presurizada, los asientos de los astronautas, el equipo instrumental y de control, los sistemas ópticos y electrónicos de dirección, el sistema de comunicación, el sistema de control del ambiente, las baterías, el escudo resistente al calor, una escotilla lateral de entrada, la escotilla superior para comunicarse con el módulo lunar, cinco ventanas y el sistema de paracaídas.
Módulo de servicio (SM)
El módulo de servicio era la parte de la nave que no estaba presurizada y contenía el combustible, baterías, la antena de alta ganancia, radiadores, agua, oxígeno, hidrógeno, el sistema de control a reacción y el sistema de propulsión para entrar y dejar la órbita lunar. En las misiones Apolo 15, Apolo 16 y Apolo 17 también llevaba un conjunto de instrumentos científicos para el estudio del satélite.
El propelente y el motor principal ocupaba la mayor porción del módulo de servicio, que permitía, además de la entrada y salida de órbita lunar, pequeños reajustes de la trayectoria. El módulo de servicio continuaba unido al módulo de mando —y se le denominaba módulo de mando y servicio (CSM)— durante toda la misión. Era desechado poco antes de la reentrada en la atmósfera terrestre.
Esquema del módulo lunar.
Módulo lunar (LM)
El módulo lunar era el encargado en alunizar y volver a órbita lunar. Se componía de dos partes principales, el módulo de descenso y el módulo de ascenso. Estaba diseñado específicamente para el vuelo espacial. Suministraba el soporte vital a dos astronautas para un total de cuatro o cinco días. Fue diseñada y construida por Grumman Aircraft Company.
El módulo de descenso contenía el equipo de aterrizaje, la antena de radar, el motor de descenso y su combustible. También tenía varios compartimientos de carga para llevar, entre otras cosas, el equipo de experimentos en superficie lunar del Apolo (ALSEP en inglés), el carro de mano para el equipo (Apolo 14), el rover o vehículo lunar (Apolo 15, 16 y 17), cámara de televisión, herramientas y cajas para las muestras lunares.
El módulo de ascenso tenía la cabina de tripulación, los paneles de instrumentos, una escotilla para conectar con el módulo de mando, los sistemas de control denominados PGNCS, antenas de comunicación y radar, el cohete y el combustible para retornar a la órbita lunar y realizar la maniobra de encuentro con el módulo de mando y servicio, CSM.
Adaptador del módulo lunar (SLA)
El adaptador del módulo lunar era una estructura en forma de cono de aluminio que unía el módulo de servicio con la fase S-IVB del Saturno V. Además, protegía al módulo lunar durante el lanzamiento y el ascenso a través de la atmósfera. Estaba formado por cuatro paneles que se abrían de forma similar a los pétalos de una flor.
Una vez en el espacio, el módulo de mando y servicio (CSM) se separaba del SLA. Luego, los cuatros paneles se separaban, descubriendo y permitiendo el acceso al módulo lunar. El CSM giraba 180 º y se acoplaba con el módulo lunar, tirando de él para liberarlo de la S-IVB del cohete.
Especificaciones
• Altura: 8,5 m
• Base mayor (final del S-IVB): 6,6 m
• Base menor (módulo de servicio): 3,9 m
• Peso: 1.837 kg
• Volumen: 2.042 m³ (utilizables, 1.524 m³)
Módulo de mando y servicio
Fotografía del módulo de mando y servicio (CSM) del Apolo 15 en órbita lunar.
En las misiones del Programa Apolo se denominaba módulo de mando (abreviado CM, del idioma inglés Command Module) al vehículo encargado de transportar a los tres astronautas hasta la órbita de la Luna, mantenerlos allí y hacerlos regresar a la Tierra mediante el amerizaje controlado. Vulgarmente cápsula espacial.
La cápsula Apolo tenía forma de cono, con una altura de 3,18 metros y un diámetro en la base de 3,9 m y su peso, incluyendo a los tres astronautas, era de 5.534 kilogramos.
Sobre la cápsula, y separada por un escudo térmico, se localiza la torre de salvamento, la cual se separa de ella tras el lanzamiento si el vuelo se desarrolla con normalidad.
La razón de ser cónica residía en el perfil ideal, ya que al ser la punta del gigantesco Saturno 5, debía atravesar las capas atmosféricas con el menor coeficiente de rozamiento, y la base moldurada tenía dos objetivos durante el regreso: dispersar el calor abrasador generado durante el roce con las capas altas de la atmósfera terrestre y disminuir la velocidad produciendo un efecto de frenado que permitiera un mejor control durante la reentrada, para lo cual se había variado el centro de gravedad de la misma haciendo que siempre cayese con la punta hacia arriba.
La cápsula iba envuelta en varios estratos del tipo “sándwich”, estando el más exterior formado por una capa elaborada con una aleación de acero y una colmena de acero inoxidable y una interior formada por dos láminas de aleación de aluminio y una colmena también de aluminio, separada de la capa externa por una capa de fibra de cristal aislante.
La parte exterior de la zona inferior o escudo térmico, estaba constituida por diversas capas, en forma de colmena, compuesta por acero inoxidable y resinas fenólicas y epoxídicas destinadas a absorber parte del vapor generado cuando alcanzaba los 40.000 km/h y más de 2.700º al efectuar el reingreso en la atmósfera.
En la parte superior de la cápsula se encontraban el sistema de aterrizaje E.L.S. compuesto por los siguientes paracaídas de frenado: 2 paracaídas cónicos de frenado con fajas de nylon de 3,9 metros de diámetro y destinados a la estabilización; 3 paracaídas piloto de fajas anulares de nylon de 2,1 metros de diámetro destinados a extraer los paracaídas principales; 3 paracaídas principales de casquete esférico de 25 metros de diámetro. Un dispositivo automático de control eléctrico asegura que las fases de despliegue de los mismos se realicen en el tiempo y orden previsto, alcanzando la cápsula en el momento de contactar con la superficie del océano una velocidad remanente de sólo 35 km/h.
El frenado final se iniciaba a una altura de unos 7.000 metros, disparando la presión atmosférica un interruptor barométrico que controlaba la secuencia de los ocho paracaídas. Dos de los pequeños imprimían un pequeño frenado y estabilizaban el descenso.
A 3.000 metros de altitud se soltaban los pequeños paracaídas estabilizadores y se abrían tres paracaídas piloto que provocaban la apertura de los tres paracaídas principales de color blanco-naranja que se encargaban de frenar definitivamente la caída del módulo.
También se localizan en el vértice del cono los tres globos de reequilibrio automático para enderezar el módulo una vez que este tocaba la superficie del océano, así como 2 de los 12 cohetes-motor para el ajuste de la cápsula en el espacio con una potencia cada uno de 42 kg.
La cabina propiamente dicha contenía el lugar en el que se situaban los astronautas durante el viaje, y disponía de un sistema de control de ambiente E.C.S. que proporciona una atmósfera de 100% de oxígeno a 0,35 kilogramos por centímetro cuadrado y controlaba asimismo la presión, humedad y temperatura interior que era de 24 grados, mientras en el exterior variaba entre los 138 y los -138 dependiendo de si la nave se encontrara o no expuesta a los rayos solares.
Para evitar el riesgo de incendio durante la fase de despegue el ambiente era de una mezcla de oxígeno y nitrógeno, y de oxígeno puro a un tercio de atmósfera durante el vuelo por el espacio.
El espacio habitable era de 5,90 metros cúbicos, en el que se localizaba el conjunto umbilical, el de bioinstrumentación, los dosímetros para la radiación, botiquín, equipo portátil de supervivencia y la instalación de control clínico, permitiendo que cada astronauta pudiese disponer de 1,97 metros cúbicos que era aprovechado para descansar en una especie de litera con tres posiciones, de reposo, pilotaje y de pie.
El sistema de control puede funcionar de forma manual o automática, y constituye además un sistema de referencia inercial de reserva compuesto por los siguientes componentes:
1. Tres giróscopos de posición sobre los tres ejes de referencia de la nave denominado B.M.A.G, dando lugar el cambio de posición a una orden del sistema de control de reacción para restablecer la posición deseada.
2. Tres giróscopos indicadores del ritmo de variación de posición denominado R.G.A.
3. Un acelerómetro de péndulo denominado A.A.G.A. unido a los tres B.M.A.G. que da la indicación sobre la aceleración de la nave para detener automáticamente el motor de propulsión.
4. Indicadores de ajuste de posición e inclinación deseada del motor de propulsión.
5. Indicadores de variación de velocidad remanente.
6. Dispositivo electrónico de proceso de datos del S.C.S.
El sistema de control de reacción R.C.S. proporciona el empuje necesario en la dirección debida para variar la posición de vuelo de la nave, de acuerdo con las órdenes recibidas del dispositivo automático S.C.S. con el sistema de guía y navegación o bien el mando manual del piloto.
Este sistema R.C.S. comprende dos subsistemas independientes de 6 motores de 42 kg de empuje cada uno, con un total de 12 motores, que funcionan en tándem, permitiendo que si uno de los sistemas falla el otro pueda controlar la nave. En el módulo de servicio S.M. se encuentran otros 16 motores más que también forman parte de este sistema, alimentados también por un propergol hipergólico de monometil hidracina que son utilizados como combustible y de tetróxido de nitrógeno como comburente.
El sistema de guía y navegación va coordinado con los sistemas de control y estabilización, con el de propulsión del módulo de servicio, el eléctrico, el de instrumental, ambiente y telecomunicaciones.
El sistema de comunicaciones permite realizar la misma entre la astronave Apolo y las estaciones de control situadas en la Tierra, entre el C.S.M. y el módulo lunar (LM), y entre el C.S.M. y los astronautas en misiones EVA.
El equipo comprende los siguientes grupos:
1. Datos con proceso de señales, almacenaje y equipo de temporizadores, descodificador, telémetro de modulación de los impulsos codificados, y procesor de frenomodulación.
2. Electrónica en radiofrecuencia RF con transmisor VHF/FM y transceptor VHF/AM, transponder de banda C, equipo para banda S unificada, haz dirigido UHF y transceptor HF.
3. Antenas, omnidireccional para UHF, banda S, VHF dirigida, HF dirigida y banda C.
4. Intercomunicadores para la tripulación, con un sistema de control de audio y pupitre para el control del mismo.
El pupitre del sistema de control y mando se encuentra localizado sobre los asientos de los astronautas facilitando con ello su manejo. Los mandos y controles de la parte izquierda corresponden a los sistemas de propulsión, estabilización, reingreso, seguridad y detección de emergencias, junto al ordenador electrónico, los indicadores de altura, posición de vuelo y velocidad.
En el centro del pupitre se localizan los mandos del sistema de audio, ambiente y controles de reacción, a cuyo lado están las comunicaciones y los sistemas de telemetría, así como los indicadores de oxígeno, cantidad de propergol, de presión y temperatura de la cabina.
La nave contaba con un sistema de pilotaje con más de 500 interruptores, 40 indicadores y al menos 70 luces, encontrándose los dispositivos principales duplicados para mayor seguridad que controlan el sistema de estabilización y control S.C.S. encargado de mantener la posición de vuelo de la nave y el empuje deseado del motor de propulsión del módulo de servicio.
También dispone de un sistema de acoplamiento del C.S.M. al módulo lunar que se encuentra localizado en el vértice del módulo y sobre el departamento de paracaídas, y que consta de un dispositivo cónico articulado de guía, que se extiende al establecer el contacto para alinear perfectamente el módulo de mando y servicio, con módulo lunar y el anillo de encaje y fijación.
Una vez realizado el acoplamiento para el paso de un módulo al otro, los astronautas equilibran las presiones en ambas cabinas, desmontando a continuación el mecanismo de acoplamiento para dejar el paso libre del túnel de transferencia de la tripulación.
Existían cinco aberturas que permitían la visión exterior, dos situadas a derecha e izquierda y una incorporada a la escotilla de acceso, todas ellas dotadas de un cristal especial que amortiguaba la luz exterior, impedía la entrada de radiaciones nocivas y protegía el interior del choque con micro meteoritos.
Los víveres destinados a los astronautas consistían en pequeñas bolsas de plástico con alimentos desecados, a los que se añadían agua caliente o fría según el caso. El agua se obtiene como un producto secundario de las pilas de combustible, y las materias de desecho orgánicas eran eliminadas por el subsistema correspondiente.
El equipo de supervivencia para caso de emergencia tras el amerizaje consistía en una balsa hinchable, emisora de radio, un dispositivo desalinizador de agua, así como botiquín y 7 litros de agua potable.
Módulo de mando y servicio Bloque I
El CSM Bloque I fue la primera versión de CSM, construida para vuelos de prueba en órbita. No disponía de la esclusa frontal para el acoplamiento con el módulo lunar de las versiones posteriores. Tras el incendio producido durante las pruebas de la misión Apolo 204 (luego renombrada Apolo 1) que mató a tres astronautas y que utilizaba un CSM Bloque I, este tipo de CSM dejó de usarse en misiones tripuladas.
Módulo lunar
Fotografía del módulo lunar del Apolo 11 posado en la Luna.
El módulo lunar era un vehículo espacial de dos etapas diseñado para el alunizaje durante el programa Apolo.
Conocido primeramente como L.E.M., la idea inicial se debió a John C. Houbolt del Centro de Investigaciones Langley, que lo presentó junto a Charles Mathews del Marshall Space Flight Center el 6 de febrero de 1962 como respuesta al programa de descenso lunar basado en el encuentro en órbita del tipo L.O.R. del programa Apolo.
La NASA solicitó ofertas para el desarrollo y construcción del L.M. a 11 empresas aeroespaciales, asignando su construcción finalmente a la compañía norteamericana Grumman Aircraft Engineering Corporation, el 11 de marzo de 1963, construyéndose 20 unidades, 9 de las cuales eran vehículos de ensayo y el resto unidades de vuelo.
Estructura
La estructura del L.M. era de aluminio, siendo sus dimensiones totales de 6,98 m de altura y 9,45 de anchura con un peso total en vacío de 15.061 kg. Constaba de 2 módulos bien diferenciados, el módulo de descenso y el de ascenso que iban unidos mediante 4 pernos explosivos actuando ambos como una astronave única.
El módulo de descenso, al cual iba unido en el momento del alunizaje al de ascenso, medía 3,23 m de altura, 4,52 m de anchura y 2.033 kg en vacío, formando una especie de caja octogonal que se sujetaba sobre cuatro patas articuladas, las cuales terminaban en un disco de 94 cm de diámetro destinado a absorber el choque mediante un sistema de paneles deformables en forma de colmena y evitar el hundimiento del vehículo en el regolito.
Este módulo servía de soporte al motor cohete de frenado, los depósitos de propergol del mismo, los depósitos de agua, oxígeno y helio, así como el instrumental científico (ALSEP), las baterías eléctricas, el radar altímetro y en alguna misión el LRV o coche lunar replegado, todo ello revestido de una pantalla de protección térmica y anti-micro meteoritos.
Tres de las cuatro patas del módulo de descenso iban equipadas con un sensor de 173 cm de largo, que tenía como misión indicar a los pilotos el momento del contacto con la superficie lunar para así detener el motor de frenado, portando la última pata la escalerilla de descenso con barandilla y 9 peldaños.
El motor de frenado era reactivable y graduable, con una fuerza impelente de 476 a 4.477 kg, alimentado por 8.187 kg de combustible que le permitía una autonomía de funcionamiento de 14:30 min.
Poseía asimismo la capacidad de inclinarse hasta 6º en cualquier dirección, si bien los desplazamientos laterales de la nave se efectuaban con ayuda de pequeños cohetes de helio situados en el módulo de ascenso.
El módulo de ascenso medía 3,76 m de alto, 4,52 m de diámetro y 2.179 kg en vacío, constando de tres secciones principales: el puesto de pilotaje, la sección central y el compartimiento de equipo, a lo que se añadía el soporte del motor, la pantalla térmica y anti-micro meteorito y la antena.
El puesto de pilotaje era de forma cilíndrica, de 2,34 m de diámetro y 1,07 m de longitud, con capacidad para dos astronautas en un volumen habitable de 4,53 m³ y con una atmósfera interior de oxígeno al 100 % y 23,8 °C de temperatura, dotado de indicadores y elementos de control similares a los del módulo de mando.
Los astronautas no disponían de asientos, manteniéndose erguidos mediante un sistema de tirantes y abrazaderas que evitaban las sacudidas, pues según los técnicos, era la mejor posición para que los tripulantes soportaran bien el choque con la superficie lunar.
Para la observación directa existían dos ventanillas poligonales a la altura de la vista, así como otra situada en el techo y utilizada para la maniobra de atraque.
Este módulo disponía de una escotilla de 81 cm de diámetro en la parte superior, destinada a permitir el paso de los tripulantes entre el módulo lunar y el módulo de mando, así como otra compuerta de forma cuadrada de 81 cm de lado en la parte frontal empleada para efectuar la salida al exterior.
La sección central lleva en la parte superior un túnel de 81 cm de diámetro y la compuerta de acoplamiento al módulo de mando, y en la parte inferior la cubierta del motor cohete de ascenso, con una fuerza impelente de 1.588 kg alimentado con 2.352 kg de combustible líquido que le permitía una autonomía de 7 min y 40 s, pudiendo ser encendido y apagado 35 veces.
Sistemas del L.M.
• Sistema de energía eléctrica: 6 pilas de plata-zinc (4 en el módulo de descenso y 2 en el de ascenso) que proporcionaban corriente continua a 28 V y dos inversores con corriente alterna a 117 V y 400 Hz.
• Sistema de comunicaciones en telefonía, televisión y telemetría formado por 2 transmisores- receptores en banda S, dos transmisores-receptores en VHF y un dispositivo de tratamiento de señales equipado con las antenas correspondientes.
• Sistema de control ambiental con regeneradores de atmósfera en cabina, suministro de oxígeno y presión, suministro de agua, control térmico y tomas de oxígeno y agua para el equipo portátil P.L.S.S.
• Sistema de control de posición por reacción con 4 motores de 45 kg de empuje.
• Sistema de propulsión de descenso.
• Sistema de propulsión de ascenso.
• Sistema de guía, navegación y control a base de un sistema inercial y radares de encuentro y aterrizaje mediante ordenador, una sección de guiado para caso de abortar el descenso, una sección de radar, una sección de control electrónico y otra de vuelo orbital.
• Sistema de indicadores de aviso de mal funcionamiento, así como luces de seguimiento en la parte frontal del L.M. que lanzaban destellos de 20 mili/s de duración y eran visibles mediante el sextante del módulo de mando hasta una distancia de 644 km ó 209 km a simple vista y luces de posición con un alcance de hasta 305 m.
Resumen de la misión L.M.
• Separación del módulo de mando con dos astronautas en su interior tras encontrarse situada en órbita lunar.
• Descenso mediante frenado sobre la superficie lunar.
• Salida de los astronautas en EVA.
• Tras finalizar la misión, separación del módulo de ascenso mediante el empleo del módulo de descenso como plataforma de despegue.
• Vuelo vertical, situación en oblicuo y paralelo a la superficie lunar hasta una órbita de estacionamiento de entre 18,5 y 55 kilómetros de altitud, acoplamiento al módulo de mando y servicio (CSM) y abandono del módulo de ascenso que era dejado en órbita lunar o estrellado violentamente contra la superficie del satélite para provocar lunamotos.
