Apollo PGNCS - Apollo PGNCS
O sistema primário de orientação, navegação e controle da Apollo ( PGNCS ) (pronuncia-se pings ) era um sistema de orientação inercial autocontido que permitia que a espaçonave Apollo realizasse suas missões quando as comunicações com a Terra fossem interrompidas, como esperado, quando a espaçonave estivesse atrás a Lua, ou em caso de falha de comunicação. O módulo de comando Apollo (CM) e o módulo lunar (LM), foram cada um equipado com uma versão do PGNCS. PGNCS, e especificamente seu computador, também eram o centro de comando para todas as entradas do sistema do LM, incluindo o telescópio óptico de alinhamento , o sistema de radar, a tradução manual e as entradas do dispositivo de rotação pelos astronautas, bem como outras entradas dos sistemas LM.
PGNCS foi desenvolvido pelo Laboratório de Instrumentação do MIT sob a direção de Charles Stark Draper (o Laboratório de Instrumentação foi posteriormente nomeado em sua homenagem). O principal contratante da PGNCS e fabricante da unidade de medição inercial (IMU) foi a Delco Division of General Motors . PGNCS consistia nos seguintes componentes:
- uma unidade de medição inercial (IMU)
- o Apollo Guidance Computer (AGC)
- resolvedores para converter ângulos de plataforma inercial em sinais utilizáveis para controle de servo
- unidades ópticas, uma para o CM e outra diferente para o LM
- uma estrutura mecânica, chamada de base de navegação (ou base de navegação), para conectar rigidamente os dispositivos ópticos e, no LM, o radar de rendezvous à IMU
- o software AGC
Versões
O CM e o LM usaram o mesmo computador, plataforma inercial e resolvedores. A principal diferença era a unidade óptica. A base de navegação também era diferente para cada espaçonave, refletindo as diferentes geometrias de montagem. O radar de rendezvous do LM também foi conectado à sua base de navegação.
Havia duas versões do PGNCS - Bloco I e Bloco II - correspondentes às duas gerações do CM. Após o incêndio da Apollo I , que ocorreu em um CM do Bloco I, a NASA decidiu que nenhuma outra missão tripulada usaria o Bloco I, embora as missões não desmontadas usassem. As principais diferenças entre o PGNCS Bloco I e Bloco II incluíram a substituição dos resolvers eletromecânicos por um design totalmente eletrônico e a substituição do Navbase Bloco I, que foi usinado em berílio , por uma estrutura construída em tubo de alumínio preenchido com espuma de poliuretano . Os navbases Block II eram mais leves, baratos e igualmente rígidos.
Outra diferença importante entre o Bloco I e o Bloco II foi a capacidade de reparo. Uma meta original do programa Apollo era que os astronautas pudessem fazer reparos na eletrônica. Consequentemente, o Bloco 1 PNGCS foi projetado com muitos módulos idênticos que poderiam ser substituídos por sobressalentes, se necessário, em vôo. No entanto, as condições de alta umidade dentro dos compartimentos da tripulação e acidentes no manuseio de fluidos corporais durante a missão Gemini 7 tornaram indesejáveis as conexões elétricas não lacradas. A meta de reparabilidade foi eliminada no Bloco II e todas as unidades e conexões elétricas foram vedadas. O incêndio fatal da Apollo 1 reforçou essa preocupação.
Componentes do PGNCS foram usados por Draper para o veículo de resgate de submersão profunda da Marinha dos EUA (DSRV).
Unidade de medição inercial
O IMU foi girado em três eixos. A parte mais interna, o membro estável (SM), era um cubo de berílio de 6 polegadas, com três giroscópios e três acelerômetros montados nele. Os loops de feedback usavam sinais dos giroscópios por meio dos resolvers para controlar os motores em cada eixo. Este servo sistema manteve o membro estável fixo em relação ao espaço inercial . Os sinais dos acelerômetros foram então integrados para monitorar a velocidade e a posição da espaçonave. O IMU foi derivado do sistema de orientação desenvolvido por Draper para o míssil Polaris .
Os sistemas de orientação inercial não são perfeitos e o sistema Apollo oscilou cerca de um miliradiano por hora. Assim, foi necessário realinhar a plataforma inercial periodicamente, avistando as estrelas.
Unidades ópticas
A unidade óptica CM tinha um sextante de precisão (SXT) fixado ao quadro IMU que podia medir os ângulos entre as estrelas e os marcos da Terra ou da Lua ou o horizonte. Ele tinha duas linhas de visão, ampliação de 28 × e um campo de visão de 1,8 °. A unidade óptica também incluiu um amplo campo de visão de baixa ampliação (60 °) telescópio de varredura (SCT) para avistamentos de estrelas. A unidade óptica pode ser usada para determinar a posição e orientação do CM no espaço.
O LM, em vez disso, tinha um telescópio óptico de alinhamento (AOT), essencialmente um periscópio. O elemento externo do AOT era um prisma protegido do sol que poderia ser girado para uma das seis posições fixas em relação ao LM, a fim de cobrir uma grande parte do céu lunar. Cada posição tinha um campo de visão de 60 °. Quando girado, a posição do AOT pode ser lida pelo AGC; apontando a retícula para duas estrelas diferentes, o computador pode determinar a orientação da nave.
O piloto do módulo de comando da Apollo 11, Michael Collins, observou que a visibilidade através da ótica estava abaixo do padrão e era difícil ver através em certas condições de iluminação.
A sombra solar foi adicionada no final do programa, em 1967, após testes e modelagem determinarem que os astronautas podem não ser capazes de ver estrelas na superfície lunar devido à luz solar direta ou luz espalhada por partes próximas do LM colidindo com o prisma externo. Adicionar o protetor solar também permitiu aumentar o número de posições de visão de três para seis.
Programas
O software de orientação a bordo usou um filtro de Kalman para mesclar novos dados com medições de posição anteriores para produzir uma estimativa de posição ideal para a espaçonave. A informação chave foi uma transformação de coordenadas entre o membro estável da IMU e o sistema de coordenadas de referência. No jargão do programa Apollo, essa matriz era conhecida como REFSMMAT (para "Reference to Stable Member Matrix"). Havia dois sistemas de coordenadas de referência usados, dependendo da fase da missão, um centrado na Terra e outro centrado na lua.
Apesar da palavra "principal" em seu nome, os dados PGNCS não eram a principal fonte de informações de navegação. Os dados de rastreamento da Deep Space Network da NASA foram processados por computadores no Mission Control, usando algoritmos de mínimos quadrados . As estimativas de posição e velocidade resultantes foram mais precisas do que as produzidas pelo PGNCS. Como resultado, os astronautas recebiam atualizações do vetor de estado periodicamente para entrar no AGC, com base nos dados do solo. O PGNCS ainda era essencial para manter a orientação da espaçonave, para controlar foguetes durante queima de manobras, incluindo pouso e decolagem lunar, e como a principal fonte de dados de navegação durante interrupções de comunicação planejadas e inesperadas. PGNCS também forneceu uma verificação dos dados terrestres.
O módulo lunar tinha um terceiro meio de navegação, o sistema de orientação de abortos (AGS), construído pela TRW . Isso deveria ser usado no caso de falha do PGNCS. O AGS poderia ser usado para decolar da Lua e para encontro com o Módulo de Comando, mas não para pousar. Durante a Apollo 13 , após a queima mais crítica perto da Lua, o AGS foi usado no lugar do PGNCS porque requeria menos energia elétrica e água de resfriamento.
Apollo 11
Durante a missão Apollo 11 , dois alarmes PGNCS (1201 "Sem áreas VAC disponíveis" e 1202 "Alarme executivo, nenhum conjunto de núcleo") foram retransmitidos para o controle da missão quando o primeiro pouso lunar estava sendo tentado em 20 de julho de 1969. O sistema de computador A sobrecarga foi causada pela captura simultânea de dados de radar de aterrissagem e dados de radar de encontro. O pessoal de apoio no controle da missão concluiu que os alarmes poderiam ser ignorados com segurança e o pouso bem-sucedido.
Veja também
- Unidade de instrumento Saturn V - sistema de orientação usado pelos veículos de lançamento Apollo