Module de commande et de service Apollo

Comparaison du vaisseau Apollo et du LEM avec les capsules et fusées des programmes précédents Gemini et Mercury.

Le module de commande et de service est installée pour des tests dans une chambre à vide.

L'agence spatiale civile américaine, la NASA, est créée en octobre 1958 après le lancement du premier satellite artificiel Spoutnik 1. Sa mission comprend notamment l'envoi d'un homme en orbite terrestre. Pour développer ses programmes, la NASA dispose de plusieurs établissements : certains sont hérités du NACA — Langley, qui rassemble plusieurs dizaines de souffleries, Ames et Glenn aujourd'hui Lewis —, d'autres sont rapatriés de l'Armée de Terre — Centre de vol spatial Marshall, qui développe les fusées nécessaires au programme — et du monde universitaire — Jet Propulsion Laboratory, consacré aux missions interplanétaires — ou créés ab nihilo (centre de vol spatial Goddard, consacré aux missions scientifiques et Centre spatial Lyndon B. Johnson, consacré au vol habité)[1].

Dès la fin 1958, l'état-major de l'agence spatiale étudie une mission avec équipage à destination du sol lunaire. Von Braun, consulté, estime que si le scénario du vol direct est retenu — un unique vaisseau est conçu pour être lancé, atterrir sur la Lune et en redécoller pour revenir sur Terre — cela nécessiterait une fusée de 6 100 tonnes pour lancer un pareil engin, dont la masse estimée serait de 6 170 kg (l'étage de descente et de remontée depuis la Lune n'est pas inclus dans cette masse), en partant de l'hypothèse que l'étage supérieur de la fusée utilise la technique de propulsion la plus avancée (moteur-fusée brulant le mélange hydrogène-oxygène technique, non maitrisée à l'époque). Développer un lanceur d'une telle taille lui semblant un défi insurmontable, il recommande le lancement d'une quinzaine de fusées et l'assemblage en orbite terrestre basse d'un véhicule d'une masse approximative de 200 tonnes à partir de leurs charges utiles. Celui-ci, après s'être injecté sur une orbite de transfert vers la Lune, larguerait l'étage utilisé pour cette manœuvre. Parmi les inconnues, Von Braun cite le comportement des matériaux dans l'espace, la protection des équipages contre les rayonnements et les météorites, les conséquences de l'apesanteur sur la santé des équipages[2].

Début 1959, un programme d'exploration spatiale pour les dix années à venir est esquissé par un comité réunissant des spécialistes du domaine aérospatial. Pour les missions avec équipage, il est prévu de réaliser au cours de la deuxième moitié de la décennie 1960 et après les missions du programme Mercury, un vol faisant le tour de la Lune. L'atterrissage sur le sol lunaire est envisagé au cours des premières années de la décennie 1960. Les administrateurs de la NASA Glennan et Dryden valident ces objectifs. Pour remplir les missions assignées à la NASA sur la décennie à venir, ils demandent des fonds pour développer une famille comprenant quatre étages de lanceurs/lanceurs de puissance croissante : Vega (étage), Centaur (étage), Saturn et Nova. Bien que Nova et Vega ne dépassent pas le stade de la planche à dessin, le développement de Centaur (un étage de fusée utilisant un couple d'ergols novateur oxygène et hydrogène), et de Saturn (baptisée initialement Juno V) sont immédiatement des projets prioritaires. Un comité (le « comité Goeth »), chargé d'étudier le futur du programme spatial habité et réunissant des représentants des différents centres de la NASA, est créé en avril 1959 au sein de la NASA. Celui-ci définit au cours de sa première séance de travail des objectifs prioritaires[N 1] et travaille par la suite sur les différents aspects techniques à développer (rentrée atmosphérique à grande vitesse, rendez-vous orbital, lanceur de grande puissance...)[3].

La conception d'un vaisseau spatial avec équipage à destination de la Lune est étudiée à la NASA dès 1960, alors que l'agence spatiale n'a pas encore envoyé un seul astronaute dans l'espace et qu'elle ne maitrise aucune des techniques spatiales nécessaires. Le programme Mercury est en cours de développement et les Américains ne disposent que du lanceur Atlas, en cours de mise au point et capable de placer seulement une tonne en orbite basse. De nombreuses études sont lancées dans les différents établissements de la NASA et chez les industriels de la branche aérospatiale pour tenter de mieux cerner le déroulement d'une telle mission, ainsi que les caractéristiques techniques d'un vaisseau capable de remplir cet objectif. En juillet 1960, la NASA annonce que les missions qui prendront la suite du programme Mercury auront pour objectif de faire le tour de la Lune. Les industriels sont sollicités pour étudier la faisabilité de cet objectif[4].

Ce programme est bouleversé par les Soviétiques, qui lancent le premier homme dans l'espace (Youri Gagarine) le 12 avril 1961. Ils devancent de trois semaines le vol du premier astronaute américain, Alan Shepard, qui doit se contenter d'un « simple » saut de puce dans l'Espace (vol suborbital). Pour le corps politique et les Américains en général, c'est un camouflet qui remet en cause la supériorité de leur société à travers celle de leurs avancées techniques. Le président Kennedy décide en mai 1961 de relever le défi soviétique, en donnant comme objectif à la NASA d'envoyer des hommes sur le sol lunaire d'ici la fin de la décennie.

Un des points soulignés par Kennedy dans son message est que les missions lunaires devaient être conçues de manière à limiter les risques courus par les astronautes. Mais le risque ne peut être nul, compte tenu des centaines de millions de pièces dont sont composées le lanceur et les vaisseaux spatiaux[N 2] ainsi que des multiples innovations techniques introduites par le programme Apollo. Réduire le risque a un coût d'autant plus important qu'on recherche une fiabilité plus poussée. Par ailleurs, comment fixer le niveau de risque acceptable ? Après de longs débats impliquant Bob Gilruth, Max Faget et les membres du Space Task Group, la probabilité de ramener un équipage sur Terre fut fixée à 0,999 (999 chances sur 1 000 pour que l'équipage revienne sur Terre sain et sauf) et celle de remplir les objectifs de la mission à 0,99[N 3] - [5].

Lorsque Kennedy fait son discours, il n'existe aucun consensus au sein de la NASA et des industriels concernés sur la méthode à utiliser pour amener des hommes sur le sol lunaire : vol direct, assemblage en orbite terrestre, rendez-vous en orbite lunaire (LOR, Lunar Orbital Rendez-vous). Il faut dix-huit mois de débats houleux pour parvenir à l'adoption de cette dernière méthode, qui permet également de figer les caractéristiques du lanceur. La fusée géante de 3 000 tonnes Saturn V, capable de placer en orbite basse une charge utile de 140 tonnes, est développée pour lancer les deux véhicules de l'expédition lunaire : le module de commande et de service (vaisseau Apollo) et le module lunaire Apollo utilisé pour descendre sur le sol lunaire. L'industriel chargé de développer le vaisseau Apollo a déjà été choisi. La société North American, pour tenir compte des contraintes calendaires, décide de développer deux versions, l'une qui sera utilisée pour les différents vols de qualification, ne disposera pas de la capacité d'effectuer un rendez-vous orbital lunaire, la seconde sera utilisé pour les missions qui se poseront sur la Lune.

Le développement du vaisseau Apollo, à la fois novateur et complexe, prend deux ans et les tests au sol commencent en 1965. Le programme est bouleversé par l'incendie au sol du vaisseau de la mission Apollo 1, le 27 janvier 1967, qui impose des modifications importantes dans sa conception[6].

Pour atteindre la Lune, les responsables américains choisissent la méthode audacieuse du rendez-vous en orbite lunaire (LOR), qui nécessite de disposer de deux vaisseaux spatiaux : le module de commande et de service Apollo et le module lunaire destiné à l'atterrissage sur la Lune. La fusée géante de 3 000 tonnes Saturn V, capable de placer en orbite basse une charge utile de 140 tonnes, est développée pour lancer les deux véhicules de l'expédition lunaire.

La société californienne North American, avionneur célèbre pour avoir construit le bombardier B-25 et le chasseur Mustang durant la Seconde Guerre mondiale, joue un rôle central dans le programme. L'arrêt et l'échec de plusieurs projets aéronautiques ont conduit son président à miser sur le développement de l'astronautique. La société s'est déjà distinguée dans le domaine en produisant l'avion-fusée X-15`. Pour le programme Apollo, la société fournit pratiquement tous les composants sensibles, dont le module de commande et de service Apollo[7].

Le Manned Spacecraft Center (MSC)[N 4], édifié en 1962 près de Houston, au Texas, est destiné à la conception et la qualification des vaisseaux spatiaux (module lunaire et CSM)[8]. L'Ames Research Center est un centre de recherches ancien (1939) situé en Californie, dont les souffleries sont utilisées pour mettre au point la forme de la capsule Apollo en vue de sa rentrée dans l'atmosphère terrestre[7].

Schéma du module de commande et de service Apollo (sans la tour de sauvetage).

Le module de commande Apollo est la partie du vaisseau dans laquelle les trois astronautes séjournent durant la mission, sauf lorsque deux d'entre eux descendent sur la Lune au moyen du module lunaire. Son fonctionnement est largement dépendant du module de service, qui abrite la plus grande partie des consommables nécessaires pour la survie de l'équipage (énergie, eau, oxygène). Le module, de forme conique, pèse au lancement environ 5,9 tonnes, est haut de 3,23 mètres pour un diamètre de 3,90 mètres.

Pesant 6,5 tonnes et de forme conique, sa structure externe comporte une double paroi : une enceinte constituée de tôles et nid d'abeille à base d'aluminium, qui renferme la partie pressurisée, et un bouclier thermique qui recouvre la première paroi et dont l'épaisseur varie selon la partie concernée en fonction de son exposition à la chaleur durant la rentrée atmosphérique : le vaisseau rentrant dans l'atmosphère la pointe du cône tournée vers l'arrière, c'est donc la base qui est la plus exposée et qui bénéficie donc logiquement du bouclier le plus épais. Le bouclier thermique est réalisé avec un matériau composite constitué de fibres de silice et microbilles de résine, dans une matrice de résine époxy. Ce matériau est inséré dans une structure en nid d'abeilles en acier.

La partie habitable, dans laquelle séjourne l'équipage, est constituée par un espace pressurisé de forme conique dont le volume est de 6,17 m³. Les astronautes sont installés sur trois couchettes placées côte à côte et parallèles au fond du cône : elles sont suspendues à des poutrelles dotées de systèmes d'amortissement partant du plancher et du plafond (la pointe du cône). Les couchettes sont constituées d'un cadre métallique sur lequel a été tendue une toile ignifugée. Dans l'espace, la couchette centrale peut être démontée pour libérer de la place. Les couchettes sont dotées d'appui-têtes réglables et les couchettes droite et gauche disposent de manches à balai permettant à leurs occupants de régler le fonctionnement des moteurs. Le plancher sous les couchettes reçoit un certain nombre d'appareillages, mais il reste suffisamment d'espace pour que les astronautes puissent y ranger la couchette démontée[10].

En position allongée, les astronautes ont en face d'eux, suspendu au plafond, un panneau de commandes large de 2 mètres et haut de 1 mètre, sur lequel se trouvent les principaux interrupteurs et voyants de contrôle. Les cadrans sont répartis en fonction du rôle de chaque membre d'équipage. Sur la gauche, face au commandant du vaisseau, se trouvent les cadrans de contrôle des moteurs de contrôle d'orientation et du moteur principal, ainsi que les commandes d'un des calculateurs de navigation. Au centre, face au pilote du vaisseau, se trouvent les jauges des réservoirs de carburant du moteur principal et des moteurs d'orientation, ainsi que les voyants contrôlant le système environnemental. Sur la droite, face au pilote du module lunaire, se trouvent les commandes du système de communication, les jauges du système électrique et des réservoirs situés dans le module de commande. Sur les parois latérales se trouvent des baies dédiées à la navigation, d'autres panneaux de commande, ainsi que des zones de stockage de nourriture et de déchets. Pour la navigation et le pilotage, les astronautes utilisent un télescope et un ordinateur de bord, qui exploite les données fournies par une centrale inertielle[10].

Le système d'amarrage.

Disposition intérieure du module de commande.

Le bouclier thermique situé à la base du cône subit la plus forte agression thermique (Apollo 10).

Le vaisseau dispose de deux écoutilles : l'une, située à la pointe du cône, comporte un tunnel et est utilisée pour passer dans le module lunaire lorsque celui-ci est amarré au vaisseau Apollo. Le tunnel, d'un diamètre de 80 cm est entouré par le compartiment des parachutes et surmonté du système amarrage, composé de dispositifs de guidage et de verrouillage. Le tunnel est fermé, côté cabine, par une porte qui est démontée et rangée sous les couchettes lorsque le module lunaire est amarré. L'autre écoutille, située sur la paroi latérale, est utilisée à Terre pour pénétrer dans le vaisseau avant le décollage de la fusée Saturn V, au retour sur Terre, pour extraire les astronautes à la suite de l’amerrissage, et éventuellement dans l'espace pour certaines sorties extra véhiculaires : pour ce type de manœuvres, le vide est effectué dans la cabine car il n'y a pas de sas. À la suite de l'incendie d'Apollo 1, cette écoutille, qui était composée initialement de deux panneaux distincts et ne s'ouvrait que de l'intérieur, a été remplacée par une écoutille unique à ouverture rapide montée sur des charnières, qui assure à la fois l'étanchéité et la protection thermique[10].

Les astronautes disposent par ailleurs de cinq hublots pour effectuer des observations et réaliser les manœuvres de rendez-vous avec le module lunaire. Un hublot de 23 cm dans l'écoutille latérale, deux fenêtres carrées de 33 cm situées de part et d'autre des couchettes pour les observations et la photographie, et deux hublots triangulaires situés vers la pointe du cône pour les manœuvres de rendez-vous[10].

• Masse de la structure : 1 567 kg
• Masse du bouclier : 848 kg
• Masse des moteurs de contrôle d'orientation : 400 kg
• Masse des équipements d'amerrissage : 245 kg
• Masse de l'équipement de navigation : 505 kg
• Masse de l'équipement de télémétrie : 200 kg
• Masse de l'équipement électrique : 700 kg
• Masse des équipements de télécommunications : 100 kg
• Masse des couchettes et de la nourriture : 550 kg
• Masse du système de contrôle environnemental : 200 kg
• Masse des différents systèmes de secours : 200 kg
• Poussée des moteurs de contrôle d'orientation : 12 × 410 N
• Propergols des moteurs de contrôle d'orientation : N₂O₄/UDMH
• Masse des propergols moteurs de contrôle d'orientation : 122 kg
• Capacité de stockage de l'eau potable : 15 kg
• Capacité de stockage des eaux usées : 26,5 kg
• Batteries électriques : trois batteries de 40 Ah argent/zinc, deux batteries de 0,75 Ah argent/zinc pour les dispositifs pyrotechniques
• Parachutes : deux parachutes de stabilisation coniques de 5 m de diamètre, trois parachutes extracteurs de 2,2 m de diamètre et trois parachutes principaux de 25,45 m de diamètre.

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  Sur cette photo on distingue clairement les deux écoutilles et les cinq hublots (Apollo 17).
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  Le système de guidage et de pilotage du module de commande.
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  Le module de commande sans son bouclier thermique avant, largué pour le déploiement des parachutes.

Une pile à combustible analogue à celles installées dans le module de service.

Le module de service (en anglais : Service Module, ou SM) est un cylindre d'aluminium non pressurisé de 5 m de long et 3,9 m de diamètre pesant 24,5 tonnes. Il est accouplé à la base du module de commande et la longue tuyère du moteur-fusée principal de 9 tonnes de poussée en dépasse de 2,5 m. Le module est organisé autour d'un cylindre central qui contient les réservoirs d'hélium servant à pressuriser les réservoirs d'ergols principaux, ainsi que la partie haute du moteur principal (SPS, Service Propulsion System). Autour de cette partie centrale, l'espace est découpé en six secteurs en forme de parts de gâteau. Quatre de ces secteurs abritent les réservoirs d'ergols (18,5 tonnes). Un secteur contient trois piles à combustible, qui fournissent la puissance électrique et en sous-produit l'eau, ainsi que les réservoirs d'hydrogène et d'oxygène qui les alimentent. L'oxygène est également utilisé pour renouveler l'atmosphère de la cabine. Un secteur reçoit des équipements qui ont varié en fonction des missions : appareils scientifiques, petit satellite, caméras, réservoir d'oxygène supplémentaire. Le module de service contient également les radiateurs qui dissipent l'excédent de chaleur du système électrique et qui régulent la température de la cabine. Quatre grappes de petits moteurs de contrôle d'attitude, les « quads », sont disposés sur le pourtour du cylindre. Chaque grappe est constituée de quatre tuyères perpendiculaires, la totalité de ce système constituant le RCS. Une antenne comportant cinq petites paraboles, assurant les communications à grande distance, est déployée une fois le vaisseau lancé[11].

• Masse de la structure : 1 910 kg
• Masse de l'équipement électrique : 1 200 kg
• Poussée des moteurs de contrôle d'orientation : 16 × 446 N
• Propergols des moteurs de contrôle d'orientation : N₂O₄/UDMH
• Masse du moteur principal (SPS) : 3 000 kg
• Poussée du moteur principal (SPS) : 91,2 kN (9,12 tonnes)
• Type d'ergols utilisés par le SPS : N₂O₄/Aerozine 50 (UDMH/N₂O₄)
• Masse ergols moteur principal (SPS) : 18 413 kg
• Impulsion spécifique du moteur principal (SPS) : 314 s (3 100 m/s)
• Delta-v moteur principal (SPS) : 2 804 m/s
• Système électrique : trois piles à combustible fournissant 1,4 kW de courant continu à 30 V

Chambre de combustion du moteur AJ10-137 : De haut en bas : valves d'alimentation des ergols (redondantes), injecteurs, chambre de combustion, de part et d'autre vérins permettant d'orienter le moteur et donc la poussée, partie supérieure de la tuyère.

La propulsion principale du vaisseau Apollo est désignée par le sigle SPS (pour Service Propulsion System). Celui-ci joue un rôle central dans la mission, car il est utilisé pour l'insertion en orbite autour de la Lune, puis pour quitter cette orbite une fois l'équipage revenu de la surface de la Lune, ainsi que pour effectuer les corrections de trajectoire durant les transits aller et retour entre la Terre et la Lune. Dans le cas où une mission doit être interrompue au début du transit entre la Terre et la Lune il a également la capacité de ramener le vaisseau vers la Terre. Il a été choisi pour être suffisamment puissant pour modifier la vitesse du vaisseau de 45 tonnes (avant séparation du module lunaire) de 2,8 km/s. Le propulseur retenu est l'AJ10-137 d'Aerojet, version modifiée d'un moteur-fusée qui à l'origine propulsait la fusée Vanguard. Le moteur proposé, l'AJ10-137, dérive directement d'une version propulsant un étage supérieur du missile balistique intercontinental Titan. Ce moteur-fusée à ergols liquides brûle un mélange de peroxyde d'azote (N₂O₄) et d'Aérozine 50 (hydrazine et diméthylhydrazine asymétrique), d'une poussée de 9,1 tonnes (91 kN), avec une impulsion spécifique dans le vide de 314,5 secondes. La fiabilité a été un critère essentiel de sélection de ce moteur, car l'équipage n'aurait aucun recours en cas de défaillance de ce moteur, une fois loin de la Terre. Elle est obtenue par le choix d'ergols hypergoliques (s'enflammant spontanément lorsque les deux ergols entrent en contact), l'alimentation par gaz sous pression (hélium), qui évite la complexité inhérente aux turbopompes (au détriment des performances), une poussée non modulable et donc plus simple, et l'existence d'un double circuit d'alimentation, de pressurisation des réservoirs et de contrôle. Pour remplir sa mission, le moteur peut être rallumé 50 fois et la durée de combustion totale est de 750 secondes. Pour réduire la masse du moteur, les injecteurs sont réalisés en aluminium et sont refroidis en utilisant les deux ergols. La chambre de combustion est maintenue en dessous de la température critique par un revêtement intérieur ablatif (qui s'évapore sous l'effet de la chaleur). Les ergols y sont injectés avec une pression de 11 bars. Celle-ci tombe à 7 bars dans la chambre de combustion. La tuyère, qui est en forme de coquetier, est très allongée — elle dépasse de 2,84 mètres la partie inférieure du module de service, alors que la partie du moteur insérée dans le module est haute de 1,22 mètre pour 1,12 mètre de diamètre — car son rapport de section de 1:62,5 est optimisé pour un fonctionnement dans le vide. Elle est réalisée dans sa partie supérieure en titane et pour l'essentiel en niobium recouvert d'une couche d'aluminium. La chaleur est évacuée par rayonnement. Le moteur est orientable grâce à des vérins fixés au sommet de la tuyère, qui peuvent écarter son axe de 5,5° par rapport à celui du vaisseau spatial[12].

Le système de support de vie a pour objectif de maintenir l'atmosphère de la cabine, contrôler sa température et fournir l'eau nécessaire aux besoins des astronautes durant quinze jours. Il renouvelle l'oxygène, élimine le dioxyde de carbone (CO₂) produit par la respiration de l'équipage, neutralise les mauvaises odeurs, dissipe la chaleur produite par les astronautes et l'électronique. Ce système complexe est fortement automatisé, de manière à solliciter le moins possible l'équipage[13].

Au décollage de la fusée Saturn V, l'atmosphère dans la cabine est composée de 60 % d'oxygène et de 40 % d'azote, avec une pression de 1 bar. La pression est donc identique à celle de l'extérieur, par contre le taux d'oxygène est le double de la proportion normale (21 % oxygène et 79 % azote au sol). L'azote est présent dans cette phase pour réduire le risque d'incendie au moment du lancement. Au fur et à mesure que la fusée gagne en altitude, la pression est réduite puis est stabilisée à 0,34 bar, tandis que l'azote est entièrement évacué. Au cours de la mission, l'oxygène est renouvelé au fur et à mesure de sa consommation (environ 600 grammes par heure). En cas de fuite (limitée) dans la coque pressurisée, le système peut accroitre le débit d'oxygène diffusé de manière à maintenir au minimum une pression de 0,24 bar durant 15 minutes et donner le temps aux astronautes d'enfiler leur combinaison spatiale. Lorsque les astronautes sont équipés de celle-ci (au décollage et jusqu'à la mise en orbite, durant les manœuvres critiques, durant la rentrée atmosphérique), l'oxygène leur est directement fourni via un cordon ombilical. Lorsque le vaisseau pénètre dans l'atmosphère de la Terre à son retour de la Lune, un évent s'ouvre automatiquement lorsque la pression atmosphérique extérieure dépasse de 0,06 bar la pression interne et par la suite, la pression dans la cabine se maintient au même niveau que celle de l'atmosphère extérieure. Le dioxyde de carbone produit par la respiration des astronautes est extrait de l'atmosphère de la cabine par deux cartouches contenant des filtres utilisant de l'hydroxyde de lithium, qui doivent être remplacées toutes les 12 heures. Ces cartouches contiennent également des filtres de charbon actif qui éliminent les odeurs[13].

L'oxygène consommé provient pour l'essentiel de réservoirs situés dans le module de service. Ceux-ci contiennent 272 kg de gaz (stocké sous une pression de 62 bars) utilisé également pour produire l'électricité à bord via les piles à combustible. Après le largage du module de service, qui intervient peu avant la rentrée atmosphérique et l'atterrissage sur Terre, l'oxygène est fourni par un réservoir tampon contenant 1,68 kg d'oxygène et situé dans le module de commande. Celui-ci dispose également de trois bouteilles d'oxygène contenant chacune 453 grammes d'oxygène qui sont disponibles, soit pour maintenir la pression dans la cabine en cas de fuite en conjonction avec le réservoir tampon , soit pour alimenter les masques à oxygène que les astronautes peuvent utiliser en cas d'urgence[13].

L'eau est utilisée par les astronautes pour leur consommation et leur hygiène et par le système de contrôle thermique. L'eau est produite par les piles à combustible qui produisent l'électricité avec un débit horaire de 0,68 litres par heure. Elle est stockée en premier lieu dans un réservoir d'eau potable logé dans le module de commande. Un deuxième réservoir stocke l'eau destinée au circuit de refroidissement : celui-ci est alimenté automatiquement si son niveau tombe sous un niveau minimal ou lorsque le réservoir d'eau potable est plein. Si les deux réservoirs sont pleins, l'eau en excès est éjectée dans l'espace. L'eau potable est fournie pour la consommation directe refroidie à 10 °C. Une autre sortie fournit de l'eau réchauffée à 67 °C, qui est utilisée pour la préparation des plats lyophilisés[13].

Le système de contrôle thermique maintient la température de la cabine dans une plage de valeurs acceptable pour l'équipage. Il est également utilisé pour climatiser la combinaison spatiale des astronautes lorsque ceux-ci doivent l'enfiler. Il doit évacuer la chaleur produite principalement par les systèmes électroniques. Le système de contrôle thermique repose sur deux circuits clos redondants (circuit primaire et circuit secondaire, activé en cas de défaillance du premier) dans lesquels circulent du glycol. Un moteur met en circulation le glycol avec un débit total de 90 litres par heure. Le circuit traverse les principales sources de chaleur, qui est évacuée par deux radiateurs installés sur deux faces opposées du module de service (ainsi, une des faces est toujours à l'ombre). Lorsque la température excède les capacités des radiateurs, de l'eau est sublimée dans l'espace pour évacuer l'excédent de chaleur. Si la température de la cabine tombe en dessous d'une valeur fixée par l'équipage, des résistances électriques réchauffent le glycol[13]. Il existe également une technique dite de « contrôle thermique passif », qui consiste à faire lentement tourner le vaisseau sur lui-même afin de lui éviter de présenter toujours les mêmes faces au soleil et à l'ombre. Les amplitudes thermiques étant extrêmes dans le vide spatial, la température du côté éclairé du vaisseau peut dépasser de plus de 100 °C celle du côté plongé dans l'ombre, ce qui entraîne des problèmes structurels, essentiellement en raison des dilatations des matériaux différentes selon les températures rencontrées.

Le module de commande dispose de quatre grappes de petits moteurs d'orientation (RCS) mais il dépend, pour les principales corrections de trajectoire comme pour l'énergie et le support-vie, du module de service. Ces propulseurs sont utilisés pour les petites corrections de trajectoire et les modifications d'orientation, en particulier lors de la rentrée atmosphérique au retour sur Terre. Celles-ci s'effectuent en orientant le module en roulis, la capsule ayant une incidence voisine de 25 à 30 degrés par rapport à son axe de symétrie. Cette incidence est obtenue par balourd statique de construction[14] - [10].

Le système de télécommunications permet la transmission de la voix, de séquences télévisées, des télémesures produites automatiquement pour contrôler sur Terre le statut des différents équipements, et les données permettant de localiser le vaisseau et de suivre sa trajectoire. Les échanges se font entre le vaisseau et la Terre, entre le vaisseau et le module lunaire, entre le vaisseau et les astronautes équipés de leur combinaison spatiale et entre les membres d'équipage à l'intérieur du vaisseau[15].

Les astronautes sont équipés de casques audio reliés par un cordon individuel à la console qui leur fait face. Ce cordon est également utilisé pour transmettre les données biomédicales fournies par les capteurs répartis sur le corps des astronautes. Lorsque le vaisseau est près de la Terre, les transmissions avec le centre de contrôle se font en bande VHF. Elles utilisent deux antennes omnidirectionnelles en forme de cimeterre montées de part et d'autre du module de service. Lorsque le vaisseau s'éloigne, les liaisons sont assurées en bande S en utilisant l'antenne grand gain orientable fixée à l'arrière du module de service. Celle-ci est composée de quatre paraboles de 78 centimètres et est déployée une fois le module lunaire amarré au module de commande dans sa position finale. Cette antenne peut être orientée manuellement ou modifier automatiquement son pointage pour suivre la source d'une émission radio. Quatre autres antennes omnidirectionnelles pour la bande S sont montées sur le pourtour du module de commande et servent d'antennes de secours. Enfin deux antennes VHF sont montées dans le compartiment des parachutes et sont déployées lorsque ceux-ci sont déployés, peu avant l'atterrissage. Quand la liaison avec la Terre est interrompue, une quantité limitée d'échanges audio peut être enregistrée sur bande magnétique et sera retransmise dès que la liaison aura été rétablie. Tous les boitiers électroniques associés au système de télécommunications sont rangés dans le module de commande[15].

Schéma du vaisseau Apollo et de la tour de sauvetage.

Au décollage, le vaisseau Apollo est surmonté d'une tour de sauvetage, qui est un dispositif destiné à éloigner le vaisseau du lanceur Saturn V si celui-ci subit une défaillance durant les premières phases du décollage. Le recours à des sièges éjectables, utilisé par le vaisseau Gemini, était exclu, compte tenu du diamètre de la boule de feu qui aurait pu être créée par une explosion de la fusée géante. La tour de sauvetage est constituée d'un propulseur à poudre, situé au bout d'un treillis métallique, lui-même perché au sommet du vaisseau Apollo. En cas d'incident, le moteur de la tour arrache le vaisseau de la fusée, tandis qu'un petit propulseur l'écarte de la trajectoire de la fusée. La tour est alors larguée et le vaisseau entame sa descente en suivant une séquence similaire à celle d'un retour sur Terre. Elle est éjectée lorsque le deuxième étage de la fusée Saturn est mis à feu[16] - [17].

Le 27 janvier 1967, alors que l'équipage du premier vol habité Apollo 1, qui doit décoller un mois plus tard, effectue une répétition au sol en conditions réelles, un incendie se déclare dans le vaisseau Apollo (CSM), dans lequel les trois astronautes se trouvent sanglés à leur siège. Les flammes font rage dans l'atmosphère confinée composée uniquement d'oxygène ; Virgil Grissom, Edward White et Roger Chaffee décèdent asphyxiés et carbonisés sans être parvenus à ouvrir l'écoutille. Le vaisseau avait rencontré de nombreux problèmes de mise au point avant l'accident. Le déclenchement de l'incendie sera attribué, sans être clairement identifié, à un court-circuit dû à un fil électrique dénudé. L'enquête révèle l'utilisation de nombreux matériaux inflammables dans la cabine et beaucoup de négligences dans le câblage électrique et la plomberie[19]. La cabine était tapissée de bandes Velcro, afin de permettre aux astronautes de coincer tout ce qui risquerait de flotter au milieu de la cabine, en apesanteur. Cependant, le Velcro explose dans une atmosphère d'oxygène ! En 1966, il y avait dix fois plus de Velcro dans la cabine que prévu à l'origine, parce que les astronautes avaient « personnalisé » leur vaisseau et en voulaient toujours plus partout[20].

De nombreuses modifications furent apportées pour que la cabine du vaisseau offre une meilleure résistance au feu. L'écoutille, constituée à la base de plusieurs éléments, fut modifiée pour ne plus être constituée que d'un bloc et pour pouvoir être ouverte en moins de dix secondes, et même depuis l'extérieur. À l'origine, les plans prévoyaient une ouverture de l'extérieur, mais la NASA décida d'une ouverture par l'intérieur. L'ironie a voulu que cette décision fût prise à la suite des problèmes rencontrés par Grissom sur Mercury[20].

L'ensemble du programme Apollo subit une revue qui entraîna la modification de nombreux composants. Les exigences de qualité et les procédures de test furent renforcées. Tout le programme subit un décalage de 21 mois, accroissant la pression sur les équipes : la fin de la décennie approchait. Par ailleurs, tout le monde s'inquiétait de l'avancement du programme soviétique, même si aucune information officielle ne filtrait de là-bas.

Alors que le LEM et le CSM de la mission Apollo 13 sont en route pour la Lune, un réservoir d'oxygène explose à la suite d'un court-circuit et ravage le module de service : les réserves en oxygène du CSM tombent à zéro et les deux tiers de ses ressources électriques disparaissent.

La mission doit être interrompue, mais le moteur de propulsion principal n'est plus jugé assez sûr, du fait de sa proximité avec le foyer de l'explosion, pour permettre son utilisation et réaliser un demi-tour. Le LEM va finalement jouer un rôle crucial, qui n'avait pas été prévu par ses concepteurs, dans le sauvetage de l'équipage de la mission Apollo 13. L'équipage se réfugie dans le module lunaire, qui est alors activé. Le contrôle au sol décide de laisser le vaisseau faire le tour de la Lune et revenir vers la Terre. Les consommables (oxygène, électricité) stockés dans les deux vaisseaux ne sont toutefois pas suffisants pour faire face aux besoins des trois astronautes jusqu'à leur arrivée. Le moteur de descente du LEM est utilisé à plusieurs reprises pour optimiser la trajectoire. Plusieurs bricolages sont improvisés pour disposer de suffisamment d'électricité et éliminer le CO₂, ce qui permet à l'équipage de revenir sain et sauf.

Un employé de Grumman enverra une facture humoristique pour ce remorquage non prévu à la société North American, constructeur du Module de Commande et de Service sinistré[21].

• (en) NASA, Apollo operation handbook Block II spacecraft : Volume 1 Spacecraft description, 1969 (lire en ligne [PDF]) Manuel utilisateur du module de commande et de service block 2.
• (en) North American Rockwell et NASA, CSM/LM Spacecratf Operationnal Data Book : Volume III : mass properties revisison 2, 1969, 966 p. (lire en ligne [PDF]) Manuel utilisateur du module de commande et de service block 2.
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• (en) G Brooks, James M. Grimwood, Loyd S. Swenson, Chariots for Apollo : A History of Manned Lunar Spacecraft, 1979, 537 p. (lire en ligne [PDF]) Le programme Apollo : le développement du vaisseau Apollo (document NASA n° Special Publication--4205).
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• (en) Hansen, James R, Enchanted Rendezvous : John C. Houbolt and the Genesis of the Lunar-Orbit Rendezvous Concept, 1995 (lire en ligne [PDF]) Genèse du rendez-vous en orbite lunaire (NASA). [PDF]
• Patrick Maurel, L'escalade du Cosmos, Bordas, 1972.
• (en) W.David Woods, How Apollo flew to the moon, New York, Springer, 2008, 412 p. (ISBN 978-0-387-71675-6)
  Déroulement détaillé d'une mission lunaire Apollo
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• (en) David A. Mindell, Digital Apollo : human and machine in spaceflight, Cambridge (Mass.), The MIT Press, 2008, 359 p. (ISBN 978-0-262-13497-2)
  Histoire de la conception des systèmes informatiques embarqués du programme Apollo
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• (en) Steven C. Fisher et Shamim A. Rahman, Remembering the Giants : Apollo Rocket Propulsion Development, 2009, 209 p. (lire en ligne [PDF]).

• Programme Apollo
• Module lunaire Apollo

• De la Terre à la Lune, site de référence francophone : présentation du CSM.