Módulo de mando y servicio Apolo

El módulo de mando fue construido en la fábrica de North American en Downey, California , ^{[ 10 ] [ 11 ]} y constaba de dos estructuras básicas unidas entre sí: la estructura interna (carcasa de presión) y la estructura externa.

La estructura interna era una construcción tipo sándwich de aluminio, compuesta por una capa interior de aluminio soldada, un núcleo de nido de abeja de aluminio unido con adhesivo y una lámina exterior. El grosor del nido de abeja variaba desde aproximadamente 3,8 cm (1,5 pulgadas) en la base hasta aproximadamente 0,64 cm (0,25 pulgadas) en el túnel de acceso delantero. Esta estructura interna constituía el compartimento presurizado de la tripulación.  

La estructura exterior estaba hecha de acero inoxidable soldado con estructura de panal, entre láminas de aleación de acero. Su espesor variaba de 0,5 pulgadas a 2,5 pulgadas. Parte del espacio entre las capas interior y exterior se rellenó con una capa de aislamiento de fibra de vidrio como protección térmica adicional. ^{[ 12 ]}

Protección térmica (escudo térmico)

Un escudo térmico ablativo en el exterior de la cápsula de mando protegía la cápsula del calor de la reentrada , suficiente para fundir la mayoría de los metales. Este escudo térmico estaba compuesto de resina fenólica formaldehído . Durante la reentrada, este material se carbonizó y fundió, absorbiendo y disipando el intenso calor. El escudo térmico cuenta con varias capas exteriores: un sellado de poros, una barrera contra la humedad (un revestimiento reflectante blanco) y un revestimiento térmico de Mylar plateado con apariencia de papel de aluminio.

El escudo térmico variaba en grosor desde 5,1 cm (2 pulgadas ) en la parte trasera (la base de la cápsula, que miraba hacia adelante durante la reentrada) hasta 1,3 cm (0,5 pulgadas) en el compartimento de la tripulación y las partes delanteras. El peso total del escudo era de aproximadamente 1400 kg (3000 libras) . ^{[ 12 ]}   

Los componentes del ELS estaban alojados alrededor del túnel de acoplamiento delantero. El compartimento delantero estaba separado del central por un mamparo y dividido en cuatro cuñas de 90 grados. El ELS constaba de dos paracaídas de frenado con morteros , tres paracaídas principales , tres paracaídas piloto para desplegar los principales, tres bolsas de inflado para enderezar la cápsula si fuera necesario, un cable de recuperación marítima, un marcador de tinte y un umbilical para el nadador.

El centro de masa del módulo de mando estaba desplazado unos 30 cm del centro de presión (a lo largo del eje de simetría). Esto proporcionaba un momento de rotación durante la reentrada, inclinando la cápsula y generando cierta sustentación (una relación sustentación/resistencia de aproximadamente 0,368). ^{[ 13 ]} La cápsula se dirigía mediante la rotación con propulsores; cuando no se requería dirección, la cápsula giraba lentamente y los efectos de sustentación se anulaban. Este sistema redujo considerablemente la fuerza G experimentada por los astronautas, permitió un control direccional razonable y posibilitó que el punto de amerizaje de la cápsula se localizara a pocos kilómetros de distancia.

A 7300 m (24 000 pies) , el escudo térmico delantero se desprendió mediante cuatro resortes de compresión de gas a presión. A continuación, se desplegaron los paracaídas de frenado, reduciendo la velocidad de la nave espacial a 201 kilómetros por hora (125 millas por hora) . A 3300 m (10 700 pies ) , se soltaron los paracaídas de frenado y se desplegaron los paracaídas piloto, que recogieron los principales. Estos redujeron la velocidad del módulo de mando a 35 kilómetros por hora (22 millas por hora) para el amerizaje. La parte de la cápsula que contactó primero con la superficie del agua contenía cuatro costillas deformables para mitigar aún más la fuerza del impacto. El módulo de mando podía aterrizar de forma segura en el océano con solo dos paracaídas desplegados (como ocurrió en el Apolo 15 ), siendo el tercer paracaídas una medida de seguridad.  

El sistema de control de actitud del módulo de mando constaba de doce propulsores de control de actitud de 410 N (93 libras de fuerza) , diez de los cuales estaban ubicados en el compartimento de popa y dos en el compartimento de proa. Estos se alimentaban de cuatro tanques que almacenaban 120 kg (270 libras) de combustible de monometilhidrazina y oxidante de tetróxido de nitrógeno , y se presurizaban con 0,50 kg (1,1 libras) de helio almacenado a 28,6 MPa (4150 libras por pulgada cuadrada) en dos tanques.    

La escotilla de acoplamiento delantera estaba montada en la parte superior del túnel de acoplamiento. Tenía un diámetro de 76 cm (30 pulgadas) y pesaba 36 kg (80 libras) . Estaba construida con dos anillos mecanizados soldados a un panel de nido de abeja. La cara exterior estaba cubierta con 13 mm (0,5 pulgadas ) de aislamiento y una capa de papel de aluminio. Se cerraba con seis pestillos y se accionaba mediante una manivela. La escotilla contenía una válvula en su centro, utilizada para igualar la presión entre el túnel y el módulo de mando, de modo que la escotilla pudiera retirarse.   

La escotilla unificada para la tripulación (UCH) medía 74 cm de alto, 86 cm de ancho y pesaba 102 kg . Se accionaba mediante una manivela que accionaba un mecanismo de trinquete para abrir o cerrar quince pestillos simultáneamente.   

La misión Apolo requería que el módulo lunar (LM) se acoplara al módulo de mando y servicio (CSM) al regresar de la Luna, y también durante la maniobra de transposición, acoplamiento y extracción al inicio de la travesía translunar. El mecanismo de acoplamiento era un sistema no andrógino , compuesto por una sonda ubicada en la punta del CSM, que se conectaba al cono de frenado , un cono truncado situado en el módulo lunar. La sonda se extendía como un gato de tijera para capturar el cono de frenado en el contacto inicial, conocido como acoplamiento suave . Luego, la sonda se retraía para unir los vehículos y establecer una conexión firme, conocida como acoplamiento rígido. La NASA especificó que el mecanismo tuviera las siguientes funciones:

• Permitir que los dos vehículos se conecten y atenuar el exceso de movimiento y energía causado por el acoplamiento.
• Alinea y centra los dos vehículos y júntalos para capturarlos.
• Proporcionar una conexión estructural rígida entre ambos vehículos y poder ser retirada y reinstalada por un solo operario.
• Proporcionar un medio de separación remota de ambos vehículos para el regreso a la Tierra, utilizando sujetadores pirotécnicos en la circunferencia del collar de acoplamiento del módulo de mando y servicio.
• Proporcionar circuitos lógicos y de alimentación redundantes para todos los componentes eléctricos y pirotécnicos.

El recipiente central a presión del módulo de mando era su único compartimento habitable. Tenía un volumen interior de 210 pies cúbicos (5,9 m³ ^{) y albergaba los paneles de control principales, los asientos de la tripulación, los sistemas de guiado y navegación, los armarios para alimentos y equipos, el sistema} de gestión de residuos y el túnel de acoplamiento. 

La sección delantera de la cabina estaba dominada por el panel de visualización principal en forma de media luna, que medía casi 2,1 metros de ancho y 0,91 metros de alto. Estaba dividido en tres paneles, cada uno de los cuales destacaba las funciones de cada miembro de la tripulación:  

• El panel del comandante de la misión (lado izquierdo) incluía los indicadores de velocidad , actitud y altitud , los controles de vuelo principales y el FDAI (Indicador de Actitud del Director de Vuelo) principal.
• El piloto del CM ejercía de navegante, por lo que su panel de control (en el centro) incluía los controles del ordenador de guía y navegación , el panel de indicadores de precaución y advertencia, el temporizador de eventos, los controles del sistema de propulsión de servicio y del RCS, y los controles del sistema de control ambiental.
• El piloto del módulo lunar ejercía como ingeniero de sistemas, por lo que su panel de control (lado derecho) incluía los indicadores y controles de la pila de combustible , los controles eléctricos y de la batería , y los controles de comunicaciones.

A los lados del panel principal se ubicaban conjuntos de paneles de control más pequeños. A la izquierda se encontraban un panel de disyuntores , controles de audio y los controles de alimentación del SCS. A la derecha había disyuntores adicionales y un panel de control de audio redundante, junto con los interruptores de control ambiental. En total, los paneles del módulo de mando incluían 24 instrumentos, 566 interruptores, 40 indicadores de eventos y 71 luces.

Los tres asientos de la tripulación estaban construidos con tubos de acero huecos y recubiertos con una tela ignífuga y resistente llamada Armalon. Los reposapiés de los dos asientos exteriores podían plegarse en diversas posiciones, mientras que el reposapiés del asiento central podía desmontarse y colocarse sobre el mamparo de popa. En los reposabrazos del asiento izquierdo se instaló un mando de rotación y otro de traslación . El mando de traslación lo utilizaba el miembro de la tripulación que realizaba la maniobra de transposición, acoplamiento y extracción con el módulo lunar, normalmente el piloto del módulo de mando. Los asientos central y derecho contaban con mandos de rotación duplicados. Los asientos estaban sostenidos por ocho puntales amortiguadores, diseñados para suavizar el impacto del aterrizaje en el agua o, en caso de aterrizaje de emergencia, en tierra firme.

El espacio contiguo de la cabina estaba organizado en seis compartimentos para equipos:

• El compartimento inferior albergaba la computadora de guía y navegación , el sextante , el telescopio y la unidad de medición inercial ; varias balizas de comunicaciones; suministros médicos; un centro de audio; el amplificador de potencia de banda S ; etc. También había un controlador manual de rotación adicional montado en la pared del compartimento, para que el piloto/navegante del módulo de mando pudiera rotar la nave espacial según fuera necesario mientras estaba de pie y observaba a través del telescopio para encontrar estrellas y tomar mediciones de navegación con el sextante. Este compartimento proporcionaba un espacio considerable para que los astronautas se movieran, a diferencia de las condiciones estrechas que existían en las naves espaciales Mercury y Gemini anteriores .
• El compartimento de equipos delantero izquierdo, que contenía cuatro compartimentos para almacenar alimentos, el intercambiador de calor de la cabina , el conector del traje presurizado , el suministro de agua potable y los oculares del telescopio G&N .
• El compartimento de equipos delantero derecho albergaba dos contenedores de kits de supervivencia , un kit de tarjetas de datos, libros y archivos de datos de vuelo y otra documentación de la misión.
• El compartimento intermedio izquierdo para equipos alberga el tanque de compensación de oxígeno , el sistema de suministro de agua, los suministros de alimentos, los controles de la válvula de alivio de presión de la cabina y el paquete ECS.
• El compartimento intermedio derecho para equipos, que contenía los kits de bioinstrumentos, el sistema de gestión de residuos, los suministros de alimentos y sanitarios, y un compartimento para el almacenamiento de residuos.
• El compartimento de almacenamiento trasero, detrás de los sofás de la tripulación. Allí se guardaban el equipo de cámara  de 70 mm , la ropa de los astronautas, juegos de herramientas, bolsas de almacenamiento, un extintor , absorbentes _de CO₂ , cuerdas de sujeción para dormir, kits de mantenimiento de trajes espaciales , equipo de cámara de 16 mm y el contenedor de muestras lunares de emergencia.

El CM tenía cinco ventanas. Las dos ventanas laterales medían 23 cm x 9 pulgadas , ubicadas junto a los asientos izquierdo y derecho. Dos ventanas triangulares de encuentro, orientadas hacia adelante, medían 20 x 23 cm (8 x 9 pulgadas ) y se utilizaban para facilitar el encuentro y el acoplamiento con el LM. La ventana de escotilla circular tenía 23 cm (9 pulgadas ) de diámetro y estaba ubicada directamente sobre el asiento central. Cada conjunto de ventana constaba de tres paneles de vidrio grueso. Los dos paneles interiores, hechos de aluminosilicato , formaban parte del recipiente de presión del módulo. El panel exterior de sílice fundida servía como escudo contra escombros y como parte del escudo térmico. Cada panel tenía un revestimiento antirreflectante y un revestimiento reflectante azul-rojo en la superficie interior.   

• Tripulación: 3
• Volumen de la cabina de la tripulación: 210 pies ³ (5,9 m ³ ) de espacio habitable, 366 pies ³ (10,4 m ³ ) presurizados.    
• Longitud: 11,4 pies (3,5 m)  
• Diámetro: 12,8 pies (3,9 m)  
• Masa: 12.250 lb (5.560 kg)  
  • Masa de la estructura: 3450 lb (1560 kg)  
  • Masa del escudo térmico: 1869 lb (848 kg)  
  • Masa del motor RCS: 12 × 73,3 lb (33,2 kg)  
  • Masa del equipo de recuperación: 540 lb (240 kg)  
  • Masa del equipo de navegación : 1113 lb (505 kg)  
  • Masa del equipo de telemetría : 440 lb (200 kg)  
  • Masa del equipo eléctrico: 1540 lb (700 kg)  
  • Masa de los sistemas de comunicaciones: 220 lb (100 kg)  
  • Peso de los sofás de la tripulación y las provisiones: 1210 lb (550 kg)  
  • Masa del sistema de control ambiental: 440 lb (200 kg)  
  • Masa de contingencia diversa: 440 lb (200 kg)  
• RCS: doce propulsores de 93 lbf (410 N) , que se activan en pares.  
• Propelentes RCS: MMH/ N₂ O₄
• Masa de propulsor RCS: 270 lb (120 kg)  
• Capacidad de agua potable: 33 lb (15 kg)  
• Capacidad de aguas residuales: 58 lb (26 kg)  
• _{depurador de} CO₂ : hidróxido de litio
• Absorbente de olores: carbón activado
• Baterías del sistema eléctrico: tres baterías de plata-zinc de 40 amperios-hora ; dos baterías pirotécnicas de plata-zinc de 0,75 amperios-hora.
• Paracaídas: dos paracaídas de frenado cónicos de cinta de 16,5 pies (5,0 m) ; tres paracaídas piloto de ranura de anillo de 7,2 pies (2,2 m) ; tres paracaídas principales de vela de anillo de 83,5 pies (25,5 m) ^{[ 15 ]}   

Fuentes: ^{[ 16 ] [ 17 ]}

El módulo de servicio era una estructura cilíndrica sin presión con un diámetro de 3,91 m ( 12 pies 10 pulgadas ) y una longitud de 4,52 m ( 14 pies 10 pulgadas ) . La tobera del motor de propulsión de servicio y el escudo térmico aumentaban la altura total a 7,49 m ( 24 pies 7 pulgadas ) . El interior era una estructura simple que consistía en una sección central de túnel de 1,1 m (44 pulgadas ) de diámetro, rodeada por seis sectores en forma de cuña. Los sectores estaban rematados por un mamparo delantero y un carenado, separados por seis vigas radiales, cubiertos exteriormente por cuatro paneles de nido de abeja y sostenidos por un mamparo trasero y un escudo térmico del motor. Los sectores no tenían todos ángulos iguales de 60°, sino que variaban según el tamaño requerido.          

• El sector 1 (50°) no se utilizaba originalmente, por lo que se llenó de lastre para mantener el centro de gravedad del SM.

En las últimas tres misiones de alunizaje ( clase J ), ​​transportó el módulo de instrumentos científicos (SIM) con una potente cámara Itek de 24 pulgadas (610 mm) de distancia focal , desarrollada originalmente para los aviones de reconocimiento Lockheed U-2 y SR-71 . La cámara fotografió la Luna; si el S-IVB no se hubiera encendido, lo que habría impedido que el CSM abandonara la órbita terrestre, los astronautas la habrían utilizado para fotografiar la Tierra. ^{[ 18 ] [ 19 ]} El SIM también tenía otros sensores y un subsatélite . 

• El sector 2 (70°) contenía el depósito de oxidante del sistema de propulsión de servicio (SPS), llamado así porque alimentaba directamente el motor y se mantenía continuamente lleno mediante un depósito de almacenamiento independiente, hasta que este último se vaciaba. El depósito era un cilindro con extremos hemisféricos, de 3,91 m de altura y 1,3 m de diámetro, y contenía 6315 kg de oxidante. ^Su volumen total era ^de 4,573 m³ .     
• El sector 3 (60°) contenía el tanque de almacenamiento de oxidante SPS, que tenía la misma forma que el tanque de sumidero pero era ligeramente más pequeño, con ^154,47 pulgadas (3,924 m) de alto y 44 pulgadas (1,1 m) de diámetro, y contenía 11.284 libras (5.118 kg) de oxidante. Su volumen total era ^de 128,52 pies³ (3,639 m³ ) .     
• El sector 4 (50°) contenía las pilas de combustible del sistema de energía eléctrica (EPS) con sus reactivos de hidrógeno y oxígeno.
• El sector 5 (70°) contenía el depósito de combustible del SPS. Este tenía el mismo tamaño que el depósito de oxidante y contenía 3950 kg (8708 libras) de combustible. 
• El sector 6 (60°) contenía el tanque de almacenamiento de combustible del SPS, del mismo tamaño que el tanque de almacenamiento de oxidante. Tenía una capacidad de 7058 libras (3201 kg) de combustible. 

El carenado delantero medía 58 cm ( 1 pie 11 pulgadas ) de largo y albergaba la computadora del sistema de control de reacción (RCS), el bloque de distribución de energía, el controlador ECS, el controlador de separación y los componentes para la antena de alta ganancia, e incluía ocho radiadores EPS y el brazo de conexión umbilical que contenía las principales conexiones eléctricas y de plomería al CM. Externamente, el carenado contenía un foco retráctil orientado hacia adelante ; un reflector EVA para ayudar al piloto del módulo de mando en la recuperación de la película SIM; y una baliza de encuentro intermitente visible desde 100 km (54 millas náuticas ) de distancia como ayuda a la navegación para el encuentro con el LM.    

El SM estaba conectado al CM mediante tres tirantes de tensión y seis almohadillas de compresión. Los tirantes de tensión eran correas de acero inoxidable atornilladas al escudo térmico trasero del CM. Permaneció unido al módulo de mando durante la mayor parte de la misión, hasta que fue desechado justo antes de la reentrada en la atmósfera terrestre. En el momento del desprendimiento, las conexiones umbilicales del CM se cortaron mediante un sistema de guillotina activado por pirotecnia . Tras el desprendimiento, los propulsores de traslación traseros del SM se activaron automáticamente de forma continua para alejarlo del CM, hasta que se agotó el combustible del RCS o la energía de la pila de combustible. Los propulsores de alabeo también se activaron durante cinco segundos para asegurar que siguiera una trayectoria diferente a la del CM y una desintegración más rápida durante la reentrada.

El motor del sistema de propulsión de servicio ( SPS ) fue diseñado originalmente para elevar el CSM desde la superficie de la Luna en el modo de misión de ascenso directo , ^{[ 20 ]} El motor seleccionado fue el AJ10-137 , ^{[ 21 ]} que utilizaba Aerozine 50 como combustible y tetróxido de nitrógeno (N ₂ O ₄ ) como oxidante para producir 20 500 lbf (91 kN) de empuje. ^{[ 22 ]} En abril de 1962 se firmó un contrato para que la compañía Aerojet-General comenzara a desarrollar el motor, lo que resultó en un nivel de empuje dos veces mayor al necesario para lograr el modo de misión de encuentro en órbita lunar (LOR) elegido oficialmente en julio de ese año. ^{[ 23 ]} El motor se utilizó en realidad para correcciones de trayectoria intermedia entre la Tierra y la Luna, y para colocar la nave espacial dentro y fuera de la órbita lunar. También sirvió como cohete de frenado para realizar la maniobra de desorbitación para vuelos orbitales terrestres.  

Los propelentes se alimentaban a presión al motor mediante 39,2 pies cúbicos (1,11 m³ ) de helio gaseoso a 3600 libras por pulgada cuadrada (25 MPa) , almacenados en dos tanques esféricos de ⁴⁰ pulgadas (1,0 m) de diámetro. ^{[ 24 ]}   

La tobera de escape medía 3,882 m de largo y 2,501 m de ancho en la base. Estaba montada sobre dos cardanes para mantener el vector de empuje alineado con el centro de masa de la nave espacial durante los encendidos del SPS. La cámara de combustión y los tanques de presión se ubicaban en el túnel central.  

Cuatro grupos de cuatro propulsores del sistema de control de reacción (RCS) (conocidos como "quads") se instalaron alrededor de la sección superior del SM cada 90°. La disposición de dieciséis propulsores proporcionó control de rotación y traslación en los tres ejes de la nave espacial. Cada propulsor R-4D medía 12 pulgadas (30 cm) de largo por 6 pulgadas (15 cm) de diámetro, generaba 100 libras-fuerza (440 N) de empuje y utilizaba monometilhidrazina (MMH) alimentada con helio como combustible y tetróxido de nitrógeno (NTO) como oxidante. ^{[ 25 ]} Cada conjunto quad medía 2,2 por 2,7 pies (0,67 por 0,82 m) y tenía sus propios tanques de combustible, oxidante y helio montados en el interior de un panel de piel de 8 por 2,75 pies (2,44 por 0,84 m) . El tanque de combustible primario (MMH) contenía 69,1 libras (31,3 kg) ; El tanque de combustible secundario contenía 45,2 libras (20,5 kg) ; el tanque de oxidante primario contenía 137,0 libras (62,1 kg) , y el tanque de oxidante secundario contenía 89,2 libras (40,5 kg) . Los tanques de propulsor se presurizaban desde un único tanque que contenía 1,35 libras (0,61 kg) de helio líquido. ^{[ 26 ]} El reflujo se evitaba mediante una serie de válvulas de retención, y los requisitos de reflujo y espacio libre se resolvían conteniendo el combustible y el oxidante en vejigas de teflón que separaban los propulsores del helio presurizante. ^{[ 26 ]}          

Los cuatro grupos RCS completamente independientes proporcionaron redundancia; solo se necesitaron dos unidades funcionales adyacentes para permitir el control de actitud completo. ^{[ 26 ]}

El módulo lunar utilizaba una disposición similar de cuatro motores propulsores R-4D para su sistema de control de reacción (RCS).

La energía eléctrica se generaba mediante tres pilas de combustible , cada una de 1,1 m de altura por 0,56 m de diámetro y con un peso de 111 kg . Estas pilas combinaban hidrógeno y oxígeno para generar energía eléctrica y producían agua potable como subproducto. Las pilas se alimentaban mediante dos tanques hemisféricos cilíndricos de 0,806 m de diámetro, cada uno con 13 kg de hidrógeno líquido , y dos tanques esféricos de 0,66 m de diámetro, cada uno con 148 kg de oxígeno líquido (que también alimentaba el sistema de control ambiental).       

Durante el vuelo del Apolo 13 , el sistema de suministro eléctrico de emergencia (EPS) quedó inutilizado por la ruptura explosiva de un tanque de oxígeno, que perforó el segundo tanque y provocó la pérdida total del oxígeno. Tras el accidente, se añadió un tercer tanque de oxígeno para evitar que funcionara por debajo del 50 % de su capacidad. Esto permitió eliminar el sistema interno de agitación y ventilación del tanque, que había contribuido a la falla.

También a partir del Apolo 14 , se añadió una batería auxiliar de 400 Ah al módulo de servicio para uso de emergencia. El Apolo 13 había consumido gran parte de sus baterías de reentrada en las primeras horas tras la explosión, y aunque esta nueva batería no podía alimentar el módulo de mando durante más de 5 a 10 horas, proporcionaría tiempo en caso de una pérdida temporal de las tres pilas de combustible. Un suceso similar ocurrió cuando el Apolo 12 fue alcanzado por dos rayos durante el lanzamiento.

La atmósfera de la cabina se mantenía a 5 libras por pulgada cuadrada (34 kPa) de oxígeno puro proveniente de los mismos tanques de oxígeno líquido que alimentaban las celdas de combustible del sistema de energía eléctrica. El agua potable suministrada por las celdas de combustible se almacenaba para beber y preparar alimentos. Un sistema de control térmico que utilizaba una mezcla de agua y etilenglicol como refrigerante expulsaba el calor residual de la cabina y la electrónica del módulo de mando al espacio exterior a través de dos radiadores de 30 pies cuadrados (2,8 ^m² ) ubicados en la sección inferior de las paredes exteriores, uno cubriendo los sectores 2 y 3 y el otro los sectores 5 y 6. ^{[ 27 ]}  

Las comunicaciones de corto alcance entre el módulo de mando y servicio (CSM) y el módulo lunar (LM) empleaban dos antenas VHF tipo cimitarra montadas en el módulo de mando, justo encima de los radiadores del sistema de control ambiental (ECS). Estas antenas se ubicaban originalmente en el módulo de mando del Bloque I y cumplían una doble función como estabilizadores aerodinámicos para estabilizar la cápsula tras un aborto de lanzamiento. Posteriormente, se trasladaron al módulo de servicio del Bloque II cuando se determinó que esta función era innecesaria.

En el mamparo de popa se instaló una antena orientable unificada de banda S de alta ganancia para comunicaciones de largo alcance con la Tierra. Esta consistía en una matriz de cuatro reflectores de 31 pulgadas (0,79 m) de diámetro que rodeaban un único reflector cuadrado de 11 pulgadas (0,28 m) . Durante el lanzamiento, se plegó paralelamente al motor principal para alojarse dentro del adaptador de la nave espacial al módulo lunar (SLA) . Tras la separación del módulo de mando y servicio (CSM) del SLA, se desplegó en ángulo recto con respecto al módulo de servicio (SM).  

Se utilizaron cuatro antenas omnidireccionales de banda S en el módulo de mando cuando la actitud del módulo de mando y servicio impedía que la antena de alta ganancia apuntara hacia la Tierra. Estas antenas también se utilizaron entre el desecho del módulo de servicio y el aterrizaje. ^{[ 28 ]}

• Longitud: 24,8 pies (7,6 m)  
• Diámetro: 12,8 pies (3,9 m)  
• Masa: 54.060 lb (24.520 kg)  
  • Masa de la estructura: 4200 lb (1900 kg)  
  • Masa del equipo eléctrico: 2600 lb (1200 kg)  
  • Masa del motor de propulsión de servicio (SPS): 6600 lb (3000 kg)  
  • Propelente del motor SPS: 40.590 lb (18.410 kg)  
• Empuje RCS: 2 o 4 × 100 lbf (440 N)  
• Propelentes RCS: MMH / N₂ O₄
• Empuje del motor SPS: 20.500 lbf (91.000 N)  
• Propelentes del motor SPS: ( UDMH / N₂ H₄ )/N₂ O₄
• SPS I _sp : 314 s (3.100 N·s/kg)
• delta-v de la nave espacial: 9200 pies/s (2800 m/s)  
• Sistema eléctrico: tres  pilas de combustible de 1,4 kW y 30 V CC

• El Bloque II utilizaba una escotilla de una sola pieza, de liberación rápida y apertura hacia afuera, en lugar de la escotilla de dos piezas del Bloque I, en la que la pieza interior debía desatornillarse y colocarse dentro de la cabina para entrar o salir de la nave (un fallo que provocó la muerte de la tripulación del Apolo 1). La escotilla del Bloque II podía abrirse rápidamente en caso de emergencia. (Ambas versiones de la escotilla estaban cubiertas con una sección adicional y extraíble de la Cubierta Protectora del Boost, que rodeaba el Módulo de Mando para protegerlo en caso de aborto del lanzamiento).
• El túnel de acceso delantero del Bloque I era más pequeño que el del Bloque II y estaba destinado únicamente a la salida de emergencia de la tripulación tras el amerizaje en caso de problemas con la escotilla principal. Durante el vuelo, quedaba cubierto por la punta del escudo térmico delantero. El Bloque II contenía un escudo térmico delantero más corto con una escotilla plana extraíble, debajo de un anillo de acoplamiento y un mecanismo de sonda que sujetaba el módulo lunar.
• La capa de película de PET aluminizado, que le daba al escudo térmico del Bloque II una apariencia brillante y espejada, estaba ausente en el Bloque I, dejando al descubierto el material de resina epoxi de color gris claro, que en algunos vuelos estaba pintado de blanco.
• Las antenas VHF tipo cimitarra del Bloque I estaban ubicadas en dos aletas semicirculares que originalmente se consideraron necesarias para ayudar a estabilizar el módulo de mando durante la reentrada. Sin embargo, las pruebas de reentrada no tripuladas demostraron que no eran necesarias para la estabilidad y, además, eran aerodinámicamente ineficaces a altas velocidades simuladas de reentrada lunar. Por lo tanto, las aletas se retiraron del Bloque II y las antenas se trasladaron al módulo de servicio.
• El conector umbilical CM/SM del Bloque I era más pequeño que el del Bloque II, y estaba ubicado cerca de la escotilla de la tripulación en lugar de a casi 180 grados de distancia. El punto de separación se encontraba entre los módulos, en lugar del brazo articulado más grande montado en el módulo de servicio, que se separaba en la pared lateral del CM en el Bloque II.
• Los dos motores RCS de paso negativo ubicados en el compartimento delantero estaban dispuestos verticalmente en el Bloque I y horizontalmente en el Bloque II.

• En el vuelo no tripulado del Bloque I del Apolo 6, el SM era blanco debido al aislamiento de corcho (pintado de blanco) que se aplicó sobre la lámina exterior de aluminio. ^{[ 32 ]} Estaban haciendo pruebas con diferentes materiales para el calor y por eso aplicaron el aislamiento de corcho. El corcho era la protección térmica. La pintura blanca era la capa de propiedades ópticas sobre el corcho. El corcho manejaba el calentamiento del ascenso de lanzamiento; la pintura blanca establecía la absortancia solar / emitancia IR para la gestión térmica en órbita, esta es la misma lógica detrás de la pintura blanca con tinte gris en el escudo térmico cónico del CM, que el informe cuantifica en α=0,52–0,56, ε=0,87–0,91. Baja absortancia, alta emitancia → equilibrio frío cuando está sombreado, enfriamiento rápido cuando se reorienta. El perfil de la misión Apolo 6 requería un periodo de enfriamiento deliberado de aproximadamente 6 horas antes de la reentrada para someter a estrés térmico el diseño del escudo térmico del Bloque II, lo que significaba que el SM-014 necesitaba específicamente un buen acoplamiento radiativo. Las paredes del SM se dejaron sin pintar, excepto los radiadores del EPS y del ECS, que eran blancos.
• Los radiadores EPS y ECS fueron rediseñados para el Bloque II. El Bloque I tenía tres radiadores EPS más grandes ubicados en los Sectores 1 y 4. Los radiadores ECS estaban ubicados en la sección de popa de los Sectores 2 y 5.
• Las pilas de combustible del Bloque I estaban ubicadas en el mamparo de popa del Sector 4, y sus tanques de hidrógeno y oxígeno estaban ubicados en el Sector 1.
• El Bloque I tenía depósitos de combustible y oxidante SPS ligeramente más largos, que contenían más propelente que el Bloque II.
• El escudo térmico trasero del Bloque II tenía forma rectangular con esquinas ligeramente redondeadas en los sectores de los tanques de propulsión. El escudo del Bloque I tenía la misma forma básica, pero se abombaba ligeramente cerca de los extremos, adquiriendo una forma más parecida a un reloj de arena o un ocho, para cubrir una mayor superficie de los tanques.