Gli astronauti selezionati dalla NASA erano tutti piloti esperti di jet militari altamente qualificati che erano abituati a gestire le situazioni critiche in volo in prima persona, tuttavia con la corsa allo spazio, affidare ogni operazione solo ai piloti poteva essere molto rischioso e mettere a repentaglio la vita stessa degli astronauti. Per questo motivo la presenza di un rudimentale computer a bordo era già stata prevista ed implementata per il programma X-15, in modo da aiutare il pilota nell’eseguire i calcoli o gestire le situazioni di emergenza. Con l’aumentare del carico e della complessità del lavoro da svolgere in vista dell’obiettivo Luna, la discussione si fece molto accesa e vide nascere due scuole di pensiero distinte divise fra il controllo manuale ed il controllo automatizzato della capsula.

La prima opzione era quella preferita dalla maggior parte degli astronauti, in quanto venivano dal mondo dell’areonautica dove erano abituati a “tenere-in-mano” l’aereo, ovvero a governare il veivolo agendo direttamente con le proprie forze sugli attuatori. La seconda opzione invece vedeva tra i suoi maggiori sostenitori i progettisti ed ingegneri. Essi erano ben consapevoli che pilotare una navicella spaziale è tutto un’altra cosa: ci sono tante operazioni che devono essere eseguite alla precisione, in sequenza ed in un intervallo di tempo brevissimo e qualsiasi cosa può non funzionare tanto che nemmeno l’astronauta più preparato con ottimi riflessi sarebbe stato in grado di agire per tempo. Quest’ultima opzione non piaceva agli astronauti perché rischiava di relegare il loro ruolo a spettatori passivi.

Come includere quindi gli astronauti in questa nuova gestione?

Spettatori passivi o persone con un ruolo decisionale? 

Allo scopo di garantire la maggior sicurezza possibile per i piloti si decise che essi avrebbero  dovuto acquisire un insieme di competenze non legate esclusivamente al volo, ma anche al funzionamento della strumentazione e imparare come quest’ultima si interfacciava con gli attuatori del velivolo per agire di conseguenza in caso di emergenza.

Fonte immagini a sinistra:

• Charles Stark Draper Laboratory Archives Photo 24861 Smithsonian Museum
• Charles Stark Draper Laboratory Archives Photo 24860 Smithsonian Museum

Elaboratore e astronauti avrebbero dovuto quindi agire in concertazione in tutte le fasi di volo per integrarsi con i sistemi di avionica dell’Apollo

A tale scopo la suddivisione delle operazioni fra uomo e macchina venne rivista: gli astronauti avevano il compito di monitorare le operazioni di volo ed in orbita erano parte attivi del processo decisionale insieme al sistema di controllo: potevano in ogni caso interagire, integrare o correggere le direttive impartite dal computer, così come sostituirsi ai processi automatici dell’elaboratore e prendere il comando della navicella all’occorrenza in ogni parte del volo.

Questa scuola di pensiero venne soprannominata “man-in-the-loop”, e fu quella che venne effettivamente usata in tutte le missioni Apollo, ove tutti gli allunaggi avvennero con i sistemi di controllo attivi e gli astronauti supervisori finali in grado  di inserirsi all’interno del sistema di controllo (come effettivamente fu).

L’introduzione del computer significava inoltre che per le missioni lunari non erano più sufficienti gli ingegneri meccanici, ma si affiancavano anche gli ingegneri elettronici: una volta identificato il ruolo degli astronauti era necessario passare alla fase di progettazione e costruzione dei computer di bordo. Come procedere? Quando nel 1958 la NASA creò lo Space Task Group sotto la direzione di Robert Gilruth venne nominato Max Faget come ingegnere responsabile del progetto della Mercury, Gemini ed Apollo, i quali vennero subito influenzati dal controllo elettronico con complessità crescente.

La Mercury era una capsula costruita dalla McDonnel-Douglas, con un sistema di controllo progettato dalla Honeywell Regulator Company. Durante le normali operazioni la capsula lavorava in modalità automatica e solo in caso di problemi del sistema primario il pilota avrebbe assunto il controllo della situazione con due sistemi di controllo separati. L’astronauta non aveva alcun controllo sull’orbita, poteva solo cambiarne l’assetto tranne durante l’operazione di rientro ove la capsula si orientava automaticamente nella posizione corretta con lo scudo termico verso il basso.

Per il progetto Gemini invece, che includeva operazioni più complesse (rendezvous, docking ed EVA), vennero utilizzati computer sviluppati dalla IBM (che già collaborava con la marina negli anni ‘50) dal peso di 27 Kg avente 7 programmi precaricati: i minimi necessari e previsti per lo scopo della missione.

Per il progetto Apollo, trattandosi di un sistema molto più complesso dei precedenti, la capacità di calcolo degli elaboratori venne sfruttata al massimo al fine di migliorare la stabilità della capsula, intesa come secondo requisito di base fondamentale per una missione lunare. In particolare l’elaboratore doveva gestire:

• partenza (come sistema di back up del terzo stadio del Saturn V)
• il viaggio verso la Luna
• l’allunaggio
• il rendezvous
• inserimento in orbita terrestre
• l’ammaraggio.

La stabilità viene ottenuta tramite un sistema di controllo basato su un sistemi ad anello chiuso come quello in figura a sinistra.
Il sistema confronta l’ingresso di riferimento (velocità, smorzatore d’imbardata, …) con quello reale letto dai sensori (uscita controllata). La differenza, ovvero il segnale di attuazione (o errore) viene applicato ai segnali di controllo del sistema.

Queste funzionalità dovevano essere racchiuse in una serie di computer (AGC Apollo Guidance Computer) che occupasse uno spazio modesto, consumasse poca energia e funzionasse per circa due settimane di viaggio: il progetto iniziò nel 1962 a partire da un prototipo basato su logica a transistor che avrebbe dovuto essere usato per una futura missione su Marte.

Il computer aveva le seguenti caratteristiche:

• Dimensioni di un piede cubico (circa 28 dm³). Una dimensione molto ridotta, tenendo presente che negli anni ’60 i computer erano molto ingombranti, consumavano molta corrente e occupavano interi edifici universitari.
• Programmabile (con una modesta capacità di calcolo)
• Un microprocessore in grado di gestire interrupt esterni a priorità per gestione di eventi real time per la piattaforma inerziale, i propulsori SPS e RCS.
• Un watchdog (NIGHT WATCHMAN) per consentire al microprocessore di uscire dalle condizioni di stallo
• DAC/ADC per comunicare con le interfacce analogiche esterne

Sebbene fosse chiamato computer, in realtà era un sistema embedded basato su microprocessore, una memoria RAM/ROM e un sistema di interfacciamento con i sensori ed attuatori di bordo. Oggi un sistema siffatto si chiama microcontrollore.

La prima versione del AGC nota come Block I venne rilasciata nel 1963: si basava su un solo tipo di circuito integrato (una porta NOR a tre ingressi) esteso anche ai sensori di interfacciamento in modo da rendere il sistema più modulare, mentre il sistema di navigazione rilasciò la sua parte nel settembre dello stesso anno. Garantire l’affidabilità di un sistema che si basava su una tecnologia ancora in stadio embrionale (come quello dei circuiti integrati) era un problema che assillava gli ingegneri progettisti e la NASA stessa, pertanto si decise di produrre componenti in serie tutti uguali per enormi volumi in modo da poter semplificare i test di qualità del prodotto.

La Fairchild (l’azienda appaltatrice) decise di lavorare in lotti: ogni circuito integrato veniva esaminato, sottoposto a stress meccanici e immerso in una soluzione di freon per verificare eventuali perdite. Piccole variazioni di peso superiori a 5 mg indicava che parte del liquido era entrato all’interno dell’integrato, e di conseguenza tutto il lotto veniva scartato. Altri test di produzione includevano: test sulle vibrazioni, di escursioni termiche, shock, umidità, rumore elettronico e variazioni di salinità.

La NASA affidò ai laboratori IL del MIT il sistema principale di navigazione (IMU), il quale era già stato coinvolto nel passato nel sistema di guida di missili Polaris. Il gruppo di lavoro, sotto la guida di Charles Draper, progettò un sistema di navigazione (IMU) usato per mantenere l’assetto, posizione e velocità (previa una procedura di allineamento).

• tre accelerometri per identificare tutte le forze agenti sulla capsula in movimento.
• tre giroscopi di precisione per il controllo dell’assetto. L’uso dei giroscopi consentiva di tenere gli accelerometri in una direzione costante nel loro frame di riferimento indipendentemente dall’orientazione della capsula: in modo da dare al CSM la capacità di navigare senza un sistema di riferimento esterno.

L’Apollo montava tre giunti cardanici per mantenere in sospensione i giroscopi, comunque insufficienti per evitare il “gimbal lock”, ovvero una situazione per cui la piattaforma perdeva una dimensione di riferimento e quindi non poteva fornire una misura corretta dell’assetto della capsula. Il quarto giunto non venne installato sia per motivi di spazio e poi perché tutte le manovre erano progettate per essere effettuate in due dimensioni. Il computer aveva una procedura che periodicamente controllava il suo stato e avvisava in tempo gli astronauti in caso fosse vicino alla situazione critica, ma nonostante questo sia nella missione Apollo 11 che Apollo 13 si verificarono situazioni di rischio. A queste caratteristiche IL aggiunse:

• un telescopio e un sestante spaziale a 28 ingrandimenti: per il controllo manuale ed eventuale correzione di rotta. Il sestante aveva due linee di vista: una fissa o LLOS (la linea dell’orizzonte) e una mobile o SLOS (linea stellare). Per garantire maggior precisione, il sistema era solidale con la capsula Apollo e IMU stessa, come un banco ottico. L’astronauta puntava la linea dell’orizzonte verso il punto di riferimento e la linea della stella in direzione di un altro oggetto e muoveva il sestante finché le due immagini non si sovrapponevano: alla fine l’astronauta premeva un pulsante ed il computer registrava l’angolo di vista. La differenza fra la posizione reale e quella stimata dal computer serviva allo stesso per modificare il suo allineamento.
• una console per interagire con il computer  ed elettronica di supporto

Il banco di prova del AGC Block I avvenne con i primi test LEO sotto la guida di Robert Shea: questa versione non poteva navigare verso la Luna, pertanto tutte le nuove caratteristiche vennero incorporate nella versione successiva: AGC Block II.

I problemi di interfacciamento con le apparecchiature elettroniche non mancarono comunque: nel Maggio 1963, durante l’ultimo volo della Mercury Gordon Cooper ebbe un problema con il sistema di controllo: dell’urina fuoriuscita dal sistema di raccolta aveva corroso la circuiteria elettronica; questo portò la NASA a sigillare ermeticamente tutta l’elettronica.

La capsula per motivi di sicurezza veniva guidata da Terra grazie all’aiuto di tre stazioni: Spagna, Australia e California che dialogavano con il trasponder di bordo dell’Apollo: negli anni ‘60 la precisione degli orologi atomici consentiva alla NASA un ottimo livello di approssimazione. A partire dal ritardo di trasmissione e dall’effetto Doppler la NASA poteva calcolare la posizione dell’Apollo con un errore di 10 metri e la velocità con un errore di 0,5 m/s (il radar consente di ricostruire l’orbita di un corpo celeste ma non il suo assetto). In ogni caso il computer era essenziale quando transitava lungo la faccia nascosta della Luna, causa l’assenza di segnale da Terra.

Bibliografia