IMU Apollo

L’IMU dell’Apollo

Il computer dell’Apollo non era in grado di comprendere ed interagire con il mondo esterno senza una serie di sensori/trasduttori di interfacciamento tramite i quali leggeva le grandezze fisiche. Il sistema primario di navigazione (PGNS) era uno dei sistemi di interfacciamento principali del CSM/LM in grado di gestire la navigazione cislunare. Esso venne progettato da Charles S. Draper, direttore dell’IL (Instrumentation Laboratory) del MIT: egli aveva già lavorato ad un proprio sistema di guida inerziale per il progetto di una sonda da mandare su Marte, dalla quale derivò il progetto della piattaforma inerziale dell’Apollo.

Esso era costituito da un sistema a giroscopi con un diametro di 2,5 pollici (6,35 cm), pressurizzati in atmosfera di elio e stabilizzati su una piattaforma stabile (realizzata in un unico blocco di berillio). Era montato su tre anelli concentrici che permettevano la rotazione della piattaforma sui tre gradi di libertà (x, y, z). Dato che i giunti cardanici erano liberi di ruotare in ogni direzione (3 assi), la piattaforma era in grado di mantenere l’orientazione rispetto ad un insieme di stelle di riferimento indipendentemente dall’assetto della navicella.

Ogni anello gestiva un asse di rotazione della capsula; in particolare la rotazione lungo l’asse Y era rappresentata dal giunto più interno, la rotazione secondo l’asse X dal giunto più esterno e l’asse Z  dall’anello centrale.

Spaccato dei giroscopi Apollo (IRIG)
Fonte: https://wehackthemoon.com/

A quest’ultimo era attaccato ad un elemento sferico di 42,5 libbre (19 Kg) di peso pressurizzato con aria secca e montato solidale con lo scafo della capsula: ad ogni rotazione un sensore rilevava l’angolo fra il giunto e la piattaforma e inviava un segnale alla CDU (Coupling Data Unit) ovvero un blocco ADC a cinque canali che generavano un interrupt. Ogni interrupt descriveva una variazione di movimento di rotazione. La CDU possedeva dimensioni 20×11,3×5,5 pollici (50x28x14 cm) e pesava 36,5 libbre (16,5 Kg).

Vi erano due IMU nella capsula Apollo: uno nel CM e un secondo nel LM ma con due diversi riferimenti spaziali: nel CSM l’asse X era diretto nel senso di spinta del SPS (Service Propulsion System), mentre nel LM l’asse X era diretto lungo la spinta del motore di discesa/ascesa del veicolo.

Anche se i tre giunti erano liberi di ruotare, l’anello centrale (asse Z) era soggetto ad un fenomeno giroscopico noto come blocco cardanico (gimbal lock) dovuto all’allineamento di due anelli rotanti su uno stesso asse di rotazione che comportava la perdita di un grado di libertà. In tale situazione gli astronauti avrebbero dovuto riallineare l’IMU con il sistema ottico e gestire temporaneamente l’assetto con il sistema di backup SCS (nel CSM) o AGS (nel LM). Per prevenire una tale situazione, un programma dedicato (T4RUPT_PROGRAM.agc) era in grado di informare preventivamente gli astronauti  sul display dell’avvicinarsi di una tale situazione (NO ATT). Il PGNS era montato nella parte bassa del CM e aveva una dimensione 4x2x3 ft. Per risparmiare energia veniva acceso solo per brevi intervalli di tempo durante il volo (circa 20% del tempo): consumava 217 W ed era alimentata a 28 V.

Schema disposizione elementi all’interno
Fonte: https://wehackthemoon.com/

PIPA (Pulse Integrating Pendulous Accelerometers)
Fonte: CSM Apollo Guidance and Navigation

Gli accelerometri, dal diametro di 1,6 pollici (4 cm), che erano montati in parallelo ad ogni giroscopio erano noti come PIPA (Pulse Integrating Pendulous Accelerometers): erano costituiti da un piccolo pendolo di massa nota con grande precisione immerso in un fluido viscoso. Il pendolo era progettato per muoversi in una sola direzione: quando veniva applicata una forza al pendolo esso si muoveva e poi ritornava nella posizione iniziale ed una serie di sensori rilevava lo spazio e la forza necessaria per riportalo nella posizione di riposo. Anche in questo caso l’output era inviato alla CDU per la conversione A/D e l’attivazione di un’interruzione per l’AGC (un compito gestito dal Servicer).

Durante il viaggio nello spazio cislunare le direzioni di riferimento usate dall’orientazione dell’IMU si basavano su un catalogo di stelle di riferimento con posizioni in cielo precaricate nell’AGC2: il catalogo conteneva 37 stelle di riferimento distribuite su entrambi gli emisferi.

Le misure stellari avvenivano con l’uso di un telescopio ed un sestante ottico montati su un unico supporto assieme all’IMU in modo da ridurre errori di misura dovuti a disallineamenti (precisione di un arco secondo).

  • Il telescopio: simile ad un teodolite  era un rifrattore con un ingrandimento di 1x, un campo visivo di 60° e aveva la stessa funzione di un cercatore di un moderno telescopio.
  • Il sestante ottico (della Kollsman Instruments): aveva un ingrandimento di 28x, un campo visivo di 1,8° ed una precisione di 10 secondi d’arco. È l’equivalente 3D del moderno sestante di navigazione: possedeva un set di ghiere per misurare la differenza angolare tra le due linee di vista (SLOS e LLOS, Star/Landmark Line of Sight). Uno specchietto mobile per la misura angolare consentiva una corsa massima teorica di 57°, difficilmente raggiungibili a causa delle ostruzioni.
Il sistema ottico del CM
Fonte: The Apollo Guidance Computer: Architecture & Operation

Il sistema ottico era alimentato a 28V e consumava 94,5 W. Per effettuare una misura la coppia sestante-telescopio veniva anzitutto portata in una posizione di azzeramento degli strumenti1; quindi, una volta puntato l’oggetto con il telescopio, si  agiva sul sestante in modo da collimare l’oggetto puntato con il riferimento di base. Quando l’oggetto era all’interno del campo visuale, l’astronauta usava un joystick (OHC, Optics Hand Controller) per allineare le due linee di vista. L’oggetto puntato poteva essere una stella per il riallineamento inerziale oppure un punto di una superficie o l’orizzonte della Terra/Luna per il calcolo della posizione nello spazio cislunare. La pressione del tasto MARK confermava la misura che veniva inviata all’AGC insieme all’orario in cui era stata effettuata.

La registrazione consisteva in due angoli:

  • l’angolo rispetto all’albero principale del sestante (shaft angle)
  • l’angolo di rotazione (trunnion angle).

Durante la fase di rendezvous il sestante del CSM era impiegato anche con lo scopo di individuare ed inseguire la fase di salita del LM. I dati di posizione angolare assieme alla distanza fra il LM e CSM ricavato dalle informazioni del radar (VHF) consentivano all’AGC di effettuare i calcoli necessari per il rendezvous.

Dato che il LM non era progettato per navigare nello spazio cislunare, l’uso del suo sistema ottico era diverso. Il sistema di allineamento (AOT) possedeva un campo visivo di 45° dall’asse X: possedeva sei posizioni selezionabili tramite un selettore ad intervalli di 60° su tutto il piano rimanendo pero’ fisso in elevazione. All’interno dell’AOT vi era un reticolo con due pattern sovraimpressi: una linea verticale (cursore Y, indicante 0° quando parallelo all’asse X del LM) e una orizzontale (cursore X) che si incrociavano al centro dell’oculare come un mirino. Il reticolo era riscaldato, per evitare effetto nebbia ed illuminato di rosso, in modo tale da riconoscerne gli artefatti fra le stelle del cielo.

Un filtro forniva sicurezza agli astronauti in caso di una diretta visione  del Sole (fortuita o voluta per le misurazioni).

(continua)

Note

1Entrambi i sistemi indicano zero sulla strumentazione quando puntano in direzione perpendicolare allo scafo del CSM.

2Le stelle sono fisse in quanto la parallasse è inferiore alla risoluzione degli strumenti di misura.

Bibliografia

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