Apollo PGNCS - Apollo PGNCS

Componentes del sistema de guía principal del módulo de comando Apollo
Componentes del sistema de guía principal del módulo lunar Apollo
Unidad de medida inercial Apollo

El sistema principal de guía, navegación y control de Apolo ( PGNCS ) ( pings pronunciados ) era un sistema de guía inercial autónomo que permitía a la nave espacial Apollo llevar a cabo sus misiones cuando las comunicaciones con la Tierra se interrumpían, como se esperaba, cuando la nave espacial estaba detrás. la Luna, o en caso de una falla en las comunicaciones. El módulo de comando de Apolo (CM) y el módulo lunar (LM) estaban equipados con una versión de PGNCS. PGNCS, y específicamente su computadora, también fueron el centro de comando para todas las entradas del sistema desde el LM, incluido el telescopio óptico de alineación , el sistema de radar, las entradas del dispositivo de rotación y traslación manual por parte de los astronautas, así como otras entradas de los sistemas LM.

PGNCS fue desarrollado por el Laboratorio de Instrumentación del MIT bajo la dirección de Charles Stark Draper (el Laboratorio de Instrumentación recibió su nombre más tarde). El contratista principal de PGNCS y fabricante de la unidad de medida inercial (IMU) fue la División Delco de General Motors . PGNCS constaba de los siguientes componentes:

  • una unidad de medida inercial (IMU)
  • la computadora de guía Apollo (AGC)
  • solucionadores para convertir los ángulos de la plataforma inercial en señales utilizables para el servocontrol
  • unidades ópticas, una para el CM y otra diferente para el LM
  • un marco mecánico, llamado base de navegación (o base de navegación), para conectar rígidamente los dispositivos ópticos y, en el LM, el radar de encuentro a la IMU
  • el software AGC

Versiones

Giroscopio Apolo (IRIG)
Acelerómetro Apollo (PIPA)

El CM y LM utilizaron la misma computadora, plataforma inercial y resolutores. La principal diferencia fue la unidad óptica. La base de navegación también era diferente para cada nave espacial, lo que reflejaba las diferentes geometrías de montaje. El radar de encuentro del LM también estaba conectado a su base de navegación.

Había dos versiones de PGNCS — Block I y Block II — correspondientes a las dos generaciones del CM. Después del incendio del Apolo I , que ocurrió en un CM del Bloque I, la NASA decidió que ninguna otra misión con tripulación usaría el Bloque I, aunque sí lo hicieron las misiones sin tripulación. Las principales diferencias entre los PGNCS del Bloque I y el Bloque II incluyeron reemplazar los resolvers electromecánicos con un diseño totalmente electrónico y reemplazar la base de navegación del Bloque I, que fue maquinada a partir de berilio , con un marco construido con tubos de aluminio rellenos de espuma de poliuretano . Las bases de navegación Block II eran más ligeras, más baratas e igual de rígidas.

Otra diferencia importante entre el Bloque I y el Bloque II fue la capacidad de reparación. Un objetivo original del programa Apollo era que los astronautas pudieran reparar los componentes electrónicos. En consecuencia, el Bloque 1 PNGCS se diseñó con muchos módulos idénticos que podrían reemplazarse con repuestos, si es necesario, en vuelo. Sin embargo, las condiciones de alta humedad dentro de los compartimentos de la tripulación y los accidentes en el manejo de fluidos corporales durante la misión Gemini 7 hicieron que las conexiones eléctricas sin sellar fueran indeseables. Se eliminó la meta de reparabilidad en el Bloque II y se sellaron todas las unidades y conexiones eléctricas. El fatal incendio del Apolo 1 reforzó esta preocupación.

Draper utilizó componentes de PGNCS para el vehículo de rescate de inmersión profunda (DSRV) de la Marina de los EE. UU.

Unidad de medida Inercial

Apollo IMU

La IMU estaba cardada en tres ejes. La parte más interna, el miembro estable (SM), era un cubo de berilio de 6 pulgadas, con tres giroscopios y tres acelerómetros montados en él. Los bucles de retroalimentación usaban señales de los giroscopios a través de los resolutores para controlar los motores en cada eje. Este servo sistema mantuvo fijo el miembro estable con respecto al espacio de inercia . A continuación, se integraron las señales de los acelerómetros para realizar un seguimiento de la velocidad y la posición de la nave espacial. La IMU se derivó del sistema de guía desarrollado por Draper para el misil Polaris .

Los sistemas de guía inercial no son perfectos y el sistema Apolo se desvió aproximadamente un milirradian por hora. Por lo tanto, fue necesario realinear la plataforma inercial periódicamente observando las estrellas.

Unidades ópticas

Sextante espacial CM
Unidad óptica Apollo CM

La unidad óptica CM tenía un sextante de precisión (SXT) fijado al marco de la IMU que podía medir los ángulos entre las estrellas y los puntos de referencia de la Tierra o la Luna o el horizonte. Tenía dos líneas de visión, 28 aumentos y un campo de visión de 1,8 °. La unidad óptica también incluía un telescopio de escaneo (SCT) de campo de visión amplio de bajo aumento (60 °) para avistamientos de estrellas. La unidad óptica podría usarse para determinar la posición y orientación del CM en el espacio.

Telescopio óptico de alineación LM

En cambio, el LM tenía un telescopio óptico de alineación (AOT), esencialmente un periscopio. El elemento exterior del AOT era un prisma protegido contra el sol que podía rotarse a una de las seis posiciones fijas en relación con el LM, para cubrir una gran parte del cielo lunar. Cada posición tenía un campo de visión de 60 °. Cuando se giraba, el AGC podía leer la posición del AOT; al apuntar el retículo a dos estrellas diferentes, la computadora podría determinar la orientación de la nave.

El piloto del módulo de comando del Apolo 11, Michael Collins, notó que la visibilidad a través de la óptica era deficiente y que era difícil ver a través de ciertas condiciones de iluminación.

La sombra solar se agregó al final del programa, en 1967, después de que las pruebas y el modelado determinaron que los astronautas podrían no ser capaces de ver las estrellas en la superficie lunar debido a la luz solar directa o la luz dispersada por partes cercanas del LM que inciden en el prisma exterior. Agregar el parasol también permitió aumentar el número de posiciones de vista de tres a seis.

Parasol AOT en el módulo lunar del Apolo 9

Software

El software de guía a bordo utilizó un filtro de Kalman para fusionar nuevos datos con mediciones de posición pasadas para producir una estimación de posición óptima para la nave espacial. La información clave fue una transformación de coordenadas entre el miembro estable IMU y el sistema de coordenadas de referencia. En el argot del programa Apollo, esta matriz se conocía como REFSMMAT (para "Referencia a la matriz de miembros estables"). Se utilizaron dos sistemas de coordenadas de referencia, dependiendo de la fase de la misión, uno centrado en la Tierra y otro centrado en la Luna.

Información de navegación

A pesar de la palabra "principal" en su nombre, los datos de PGNCS no eran la principal fuente de información de navegación. Los datos de seguimiento de la Red de Espacio Profundo de la NASA fueron procesados ​​por computadoras en Mission Control, utilizando algoritmos de mínimos cuadrados . Las estimaciones de posición y velocidad que resultaron fueron más precisas que las producidas por PGNCS. Como resultado, los astronautas recibieron periódicamente actualizaciones de vectores de estado para ingresar al AGC, según los datos terrestres. PGNCS seguía siendo esencial para mantener la orientación de las naves espaciales, para controlar los cohetes durante las maniobras de combustión, incluido el aterrizaje y despegue lunar, y como la principal fuente de datos de navegación durante interrupciones de comunicaciones planificadas e inesperadas. PGNCS también proporcionó una verificación de los datos terrestres.

El módulo lunar tenía un tercer medio de navegación, el sistema de guía de aborto (AGS), construido por TRW . Esto debía usarse en caso de falla de PGNCS. El AGS podría usarse para despegar de la Luna y reunirse con el Módulo de Comando, pero no para aterrizar. Durante el Apolo 13 , después de la quema más crítica cerca de la Luna, se usó AGS en lugar de PGNCS porque requería menos energía eléctrica y agua de refrigeración.

Apolo 11

Durante la misión Apolo 11 , dos alarmas PGNCS (1201 "No hay áreas VAC disponibles" y 1202 "Alarma ejecutiva, no hay conjuntos centrales") se transmitieron al control de la misión cuando se intentaba el primer aterrizaje lunar el 20 de julio de 1969. El sistema informático La sobrecarga fue causada por la captura simultánea de datos de radar de aterrizaje y datos de radar de encuentro. El personal de apoyo del control de la Misión llegó a la conclusión de que las alarmas se podían ignorar sin problemas y el aterrizaje se realizaba correctamente.

Ver también

Referencias