Apollo PGNCS - Apollo PGNCS

Composants du système de guidage principal du module de commande Apollo
Composants du système de guidage principal du module lunaire Apollo
Unité de mesure inertielle Apollo

Le système de guidage, de navigation et de contrôle principal d' Apollo ( PGNCS ) (prononcé pings ) était un système de guidage inertiel autonome qui permettait aux engins spatiaux Apollo d'effectuer leurs missions lorsque les communications avec la Terre étaient interrompues, soit comme prévu, lorsque l'engin spatial était derrière la Lune, ou en cas de panne de communication. Le module de commande Apollo (CM) et le module lunaire (LM), étaient chacun équipés d'une version de PGNCS. PGNCS, et en particulier son ordinateur, était également le centre de commande pour toutes les entrées système du LM, y compris le télescope optique d'alignement , le système radar, les entrées manuelles du dispositif de translation et de rotation par les astronautes ainsi que d'autres entrées des systèmes LM.

PGNCS a été développé par le laboratoire d'instrumentation du MIT sous la direction de Charles Stark Draper (le laboratoire d'instrumentation a ensuite été nommé d'après lui). Le maître d'œuvre de PGNCS et fabricant de la centrale inertielle (IMU) était la division Delco de General Motors . Le PGNCS était composé des éléments suivants :

  • une centrale inertielle (IMU)
  • l' ordinateur de guidage Apollo (AGC)
  • résolveurs pour convertir les angles de la plate-forme inertielle en signaux utilisables pour l'asservissement
  • unités optiques, une pour le CM et une autre pour le LM
  • un cadre mécanique, appelé base de navigation (ou navbase), pour relier rigidement les dispositifs optiques et, dans le LM, le radar de rendez-vous à l'IMU
  • le logiciel AGC

Versions

Gyroscope Apollo (IRIG)
Accéléromètre Apollo (PIPA)

Le CM et le LM utilisaient le même ordinateur, la même centrale inertielle et les mêmes résolveurs. La principale différence était l'unité optique. La base de navigation était également différente pour chaque vaisseau spatial, reflétant les différentes géométries de montage. Le radar de rendez-vous du LM était également connecté à sa base de navigation.

Il y avait deux versions de PGNCS - Bloc I et Bloc II - correspondant aux deux générations du CM. Après l' incendie d' Apollo I , qui s'est produit dans un CM Block I, la NASA a décidé qu'aucune autre mission avec équipage n'utiliserait le Block I, bien que les missions sans équipage l'aient fait. Les principales différences entre le bloc I et le bloc II PGNCS comprenaient le remplacement des résolveurs électromécaniques par une conception entièrement électronique et le remplacement de la base de navigation du bloc I, usinée à partir de béryllium , par un cadre construit en tubes d' aluminium remplis de mousse de polyuréthane . Les bases de navigation Block II étaient plus légères, moins chères et tout aussi rigides.

Une autre différence majeure entre le bloc I et le bloc II était la réparabilité. Un objectif initial du programme Apollo était que les astronautes puissent effectuer des réparations sur l'électronique. En conséquence, le Block 1 PNGCS a été conçu avec de nombreux modules identiques qui pourraient être remplacés par des pièces de rechange, si nécessaire, en vol. Cependant, les conditions d'humidité élevée à l'intérieur des compartiments de l'équipage et les accidents de manipulation de fluides corporels au cours de la mission Gemini 7 ont rendu les connexions électriques non scellées indésirables. L'objectif de réparabilité a été éliminé dans le bloc II et toutes les unités et connexions électriques ont été scellées. L'incendie mortel d'Apollo 1 a renforcé cette inquiétude.

Des composants de PGNCS ont été utilisés par Draper pour le véhicule de sauvetage en plongée profonde (DSRV) de l'US Navy .

L'unité de mesure inertielle

Apollo IMU

L'IMU était articulé sur trois axes. La partie la plus interne, le membre stable (SM), était un cube de béryllium de 6 pouces, avec trois gyroscopes et trois accéléromètres montés à l' intérieur . Les boucles de rétroaction utilisaient les signaux des gyroscopes via les résolveurs pour contrôler les moteurs sur chaque axe. Ce système d' asservissement maintenait l'élément stable fixe par rapport à l' espace inertiel . Les signaux des accéléromètres ont ensuite été intégrés pour suivre la vitesse et la position du vaisseau spatial. L'IMU est dérivé du système de guidage développé par Draper pour le missile Polaris .

Les systèmes de guidage inertiel ne sont pas parfaits et le système Apollo a dérivé d'environ un milliradian par heure. Il a donc été nécessaire de réaligner périodiquement la plate-forme inertielle en visant des étoiles.

Unités optiques

CM espace sextant
Unité optique Apollo CM

L'unité optique CM avait un sextant de précision (SXT) fixé au cadre de l'IMU qui pouvait mesurer les angles entre les étoiles et les points de repère de la Terre ou de la Lune ou l'horizon. Il avait deux lignes de visée, un grossissement de 28× et un champ de vision de 1,8°. L'unité optique comprenait également un télescope à balayage (SCT) à large champ de vision à faible grossissement (60 °) pour l'observation des étoiles. L'unité optique pourrait être utilisée pour déterminer la position et l'orientation du CM dans l'espace.

Télescope optique d'alignement LM

Le LM avait à la place un télescope optique d'alignement (AOT), essentiellement un périscope. L'élément extérieur de l'AOT était un prisme à protection solaire qui pouvait être tourné vers l'une des six positions fixes par rapport au LM, afin de couvrir une grande partie du ciel lunaire. Chaque position avait un champ de vision de 60°. Lors de la rotation, la position de l'AOT était lisible par l'AGC ; en pointant le réticule sur deux étoiles différentes, l'ordinateur pouvait déterminer l'orientation de l'engin.

Le pilote du module de commande d'Apollo 11, Michael Collins, a noté que la visibilité à travers l'optique était inférieure aux normes et qu'il était difficile de voir à travers dans certaines conditions d'éclairage.

Le pare-soleil a été ajouté à la fin du programme, en 1967, après que des tests et une modélisation aient déterminé que les astronautes pourraient ne pas être en mesure de voir les étoiles sur la surface lunaire en raison de la lumière directe du soleil ou de la lumière diffusée par des parties proches du LM empiétant sur le prisme extérieur. L'ajout du pare-soleil a également permis d'augmenter le nombre de positions de vue de trois à six.

Pare-soleil AOT sur le module lunaire Apollo 9

Logiciel

Le logiciel de guidage embarqué a utilisé un filtre de Kalman pour fusionner de nouvelles données avec des mesures de position passées afin de produire une estimation de position optimale pour le vaisseau spatial. L'information clé était une transformation de coordonnées entre le membre stable de l'IMU et le système de coordonnées de référence. Dans l'argot du programme Apollo, cette matrice était connue sous le nom de REFSMMAT (pour "Reference to Stable Member Matrix"). Deux systèmes de coordonnées de référence étaient utilisés, selon la phase de la mission, l'un centré sur la Terre et l'autre centré sur la Lune.

Informations de navigation

Malgré le mot "primaire" dans son nom, les données PGNCS n'étaient pas la principale source d'informations de navigation. Les données de suivi du Deep Space Network de la NASA ont été traitées par des ordinateurs de Mission Control, à l'aide d' algorithmes des moindres carrés . Les estimations de position et de vitesse qui en ont résulté étaient plus précises que celles produites par PGNCS. En conséquence, les astronautes ont reçu périodiquement des mises à jour vectorielles d'état pour entrer dans l'AGC, sur la base de données au sol. Le PGNCS était toujours essentiel pour maintenir l'orientation des engins spatiaux, pour contrôler les fusées pendant les manœuvres de brûlage, y compris l'atterrissage et le décollage lunaires, et en tant que principale source de données de navigation lors des pannes de communication planifiées et inattendues. Le PGNCS a également fourni un contrôle sur les données au sol.

Le module lunaire disposait d'un troisième moyen de navigation, le système de guidage d'abandon (AGS), construit par TRW . Celui-ci devait être utilisé en cas d'échec du PGNCS. L'AGS pourrait être utilisé pour décoller de la Lune et pour se rendre avec le module de commande, mais pas pour atterrir. Au cours d' Apollo 13 , après le brûlage le plus critique près de la Lune, l'AGS a été utilisé à la place du PGNCS car il nécessitait moins d'énergie électrique et d'eau de refroidissement.

Apollo 11

Au cours de la mission Apollo 11 , deux alarmes PGNCS (1201 "Aucune zone VAC disponible" et 1202 "Alarme exécutive, pas d'ensembles de base") ont été transmises au contrôle de mission alors que le premier atterrissage lunaire était tenté le 20 juillet 1969. Le système informatique la surcharge a été causée par la capture simultanée de données radar d'atterrissage et de données radar de rendez-vous. Le personnel de soutien au contrôle de la mission a conclu que les alarmes pouvaient être ignorées en toute sécurité et l'atterrissage a réussi.

Voir également

Les références