Apolo PGNCS

El sistema primario de guía, navegación y control del Apolo ( PGNCS , pronunciado pings ) era un sistema de guía inercial autónomo que permitía a las naves espaciales Apolo llevar a cabo sus misiones cuando se interrumpían las comunicaciones con la Tierra, ya fuera como se esperaba, cuando las naves espaciales estaban detrás de la Luna o en caso de un fallo de comunicaciones. El módulo de mando (CM) y el módulo lunar (LM) del Apolo estaban equipados cada uno con una versión del PGNCS. El PGNCS, y específicamente su ordenador, eran también el centro de mando para todas las entradas del sistema desde el LM, incluido el telescopio óptico de alineación, el sistema de radar, las entradas del dispositivo de traslación y rotación manual por parte de los astronautas, así como otras entradas de los sistemas del LM.

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

• una unidad de medida inercial (IMU)
• El ordenador de guía Apolo (AGC)
• Resolvedores para convertir los ángulos de la plataforma inercial en señales utilizables para el control servo
• Unidades ópticas, una para el CM y otra diferente para el LM
• un marco mecánico, llamado base de navegación (o navbase), para conectar rígidamente los dispositivos ópticos y, en el LM, el radar de encuentro a la IMU
• El software AGC

El CM y el LM utilizaban el mismo ordenador, la misma plataforma inercial y los mismos resolvers. La principal diferencia era la unidad óptica. La base de navegación también era distinta para cada nave espacial, lo que reflejaba las distintas geometrías de montaje. El radar de encuentro del LM también estaba conectado a su base de navegación.

Hubo dos versiones del PGNCS, Block I y Block II, correspondientes a las dos generaciones del CM. Después del incendio del Apolo 1 , que ocurrió en un CM Block I, la NASA decidió que ninguna misión tripulada usaría el Block I, aunque las misiones sin tripulación sí lo hicieron. Las principales diferencias entre el PGNCS Block I y Block II incluían la sustitución de los resolvers electromecánicos por un diseño totalmente electrónico y la sustitución de la base de navegación Block I, que estaba mecanizada a partir de berilio , por 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 era la reparabilidad. Un objetivo original del programa Apolo era que los astronautas pudieran hacer reparaciones a los componentes electrónicos. En consecuencia, el Bloque 1 PNGCS fue diseñado con muchos módulos idénticos que podrían reemplazarse con repuestos, si fuera necesario, durante el 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 tener conexiones eléctricas sin sellar fuera indeseable. El objetivo de reparabilidad se eliminó en el Bloque II y todas las unidades y conexiones eléctricas fueron selladas. ^[1] El incendio fatal del Apolo 1 reforzó esta preocupación.

La IMU estaba montada sobre 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 utilizaban señales de los giroscopios a través de los resolvers para controlar los motores en cada eje. Este sistema servo mantenía el miembro estable fijo con respecto al espacio inercial . Las señales de los acelerómetros se integraban luego para realizar un seguimiento de la velocidad y la posición de la nave espacial. La IMU se derivaba del sistema de guía desarrollado por Draper para el misil Polaris .

Los sistemas de guía inercial no son perfectos y el sistema Apolo se desplazó aproximadamente un milirradián por hora, por lo que fue necesario realinear la plataforma inercial periódicamente apuntando a las estrellas.

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

En cambio, el LM tenía un telescopio óptico de alineación (AOT), esencialmente un periscopio. El elemento exterior del AOT era un prisma protegido del sol que podía rotarse a una de seis posiciones fijas con respecto al LM, para cubrir una gran parte del cielo lunar. Cada posición tenía un campo de visión de 60°. Cuando se rotaba, la posición del AOT era legible por el AGC; apuntando la retícula a dos estrellas diferentes, la computadora podía determinar la orientación de la nave. ^[2]

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

El parasol se añadió en una fase avanzada del programa, en 1967, después de que las pruebas y los modelos determinaran que los astronautas podrían no poder ver las estrellas en la superficie lunar debido a la luz solar directa o la luz dispersada por partes cercanas del LM que inciden sobre el prisma exterior. La adición del parasol también permitió aumentar el número de posiciones de observación de tres a seis. ^{[1] : p. 41 y siguientes}

El software de guía de a bordo utilizó un filtro Kalman para combinar los nuevos datos con las mediciones de posición anteriores y producir una estimación de la posición óptima para la nave espacial. La información clave fue una transformación de coordenadas entre el miembro estable de la IMU y el sistema de coordenadas de referencia. En la jerga del programa Apolo, esta matriz se conocía como REFSMMAT (por "Matriz de referencia a miembro estable"). 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.

A pesar de la palabra "primaria" en su nombre, los datos del PGNCS no eran la fuente principal de información de navegación. Los datos de seguimiento de la Red de Espacio Profundo de la NASA eran procesados ​​por computadoras en el Centro de Control de Misión, utilizando algoritmos de mínimos cuadrados . Las estimaciones de posición y velocidad resultantes eran más precisas que las producidas por el PGNCS. Como resultado, los astronautas recibían actualizaciones periódicas de vectores de estado para ingresar en el AGC, en función de los datos terrestres. El PGNCS seguía siendo esencial para mantener la orientación de la nave espacial, para controlar los cohetes durante las maniobras de encendido, incluido el aterrizaje y el despegue lunares, y como fuente principal de datos de navegación durante cortes de comunicaciones planificados e inesperados. El PGNCS también proporcionaba un control de los datos terrestres.

El módulo lunar tenía un tercer medio de navegación, el sistema de guía de aborto (AGS), construido por TRW . Este se utilizaría en caso de fallo del PGNCS. El AGS podía utilizarse para despegar de la Luna y para encontrarse con el módulo de mando, pero no para aterrizar. Durante el Apolo 13 , después del encendido más crítico cerca de la Luna, se utilizó el AGS en lugar del PGNCS porque requería menos energía eléctrica y agua de refrigeración.

Durante la misión Apolo 11 , se transmitieron dos alarmas PGNCS (1201 "No hay áreas VAC disponibles" y 1202 "Alarma ejecutiva, no hay equipos básicos") al control de la misión mientras se intentaba el primer aterrizaje lunar el 20 de julio de 1969. La sobrecarga del sistema informático fue causada por la captura simultánea de datos del radar de aterrizaje y datos del radar de encuentro. El personal de apoyo del control de la misión concluyó que las alarmas podían ignorarse sin problemas y el aterrizaje tuvo éxito. ^{[3] [4]}

• Unidad de instrumentos del Saturno V : sistema de guía utilizado por los vehículos de lanzamiento Apolo