Apollos reguleringssystem, del 1
Av Karstein Lomundal
|
Artikkel publisert i Nytt om Romfart, 14. årgang, nummer 51, juli-september 1984, sidene 82-84, 96 av Norsk Astronautisk Forening/www.romfart.no.
|
Skriv ut
Tips bekjent
|
Sammendrag
En beskrivelse gis av hvordan de viktigste system om bord i et Apollo-romskip fungerer, og hvordan de samvirker med astronautene under en månelanding. Videre beskrives banen som blir fulgt under landingsoperasjonen. De viktigste systemene er følgende: Styre- og navigasjonssystemet, landingsmotorsystemet, stillingskontrollsystemet og landingsradaren. Selve landingsoperasjonen innledes i en høyde av 15 km, ca 480 km fra landingsplassen, med kontinuerlig bruk av motoren helt fram til landingen. Dette tar omtrent 12 minutter. Landingsmanøveren er automatisk helt ned til relativt lav høyde, der astronautene tar over med delvis manuell kontroll.
Innledning
Apollo består av tre seksjoner: Kommandoseksjonen (Command Module - CM), der astronautene oppholder seg det meste av tiden; serviceseksjonen (Service Module - SM) og månelandingsseksjonen (Lunar Module - LM). CM og SM sammenkoplet benevnes CSM og veier omkring 30 tonn. LM veier ca 15 tonn og består av landingsdel og oppstigningsdel (se figur 1). LMs høyde er 7 meter og avstanden diagonalt mellom landingsføttene er 9,5 meter. Apollo med bæreraketten Saturn V veier tilsammen ved oppskyting nesten 3000 tonn og rager ca 111 meter over bakken. Etter omtrent tre døgns ferd går Apollo inn i bane rundt Månen, og noe senere går to av de tre astronautene, kommandøren og LM-piloten, over i LM for å foreta landingen. De opererer LM stående i oppstigningsdelen, kommandøren på venstre side og LM-piloten på høyre side. Først tennes landingsmotoren en kort tid for å senke parkeringsbanens laveste punkt fra ca 110 km til ca 15 km. Når man når dette punktet, starter den egentlige nedstigningen med kontinuerlig motorbruk helt fram til landingen. Etter et opphold på Månen på fra ett til tre døgn, foretar man oppstigningen med oppstigningsdelen. Landingsdelen brukes som startrampe, og blir stående igjen på måneoverflaten. Man gjennomfører møte med CSM og etterlater LM i månebane. Litt før man når Jorden kopler man fra SM og lander med CM hengende i fallskjermer etter en ferd på fra 8 til 12,5 døgn. I tidsrommet juli 1969 til desember 1972 ble det gjennomført seks månelandinger.
Systembeskrivelse
En vellykket landing på Månen avhenger av et godt samspill mellom flere systemer. De viktigste er: Styre- og navigasjonssystemet, landingsmotorsystemet, stillingskontrollsystemet og landingsradaren. I tillegg kommer selvsagt kontrollsenteret i Houston med tilhørende bakkestasjoner.
Styre- og navigasjonssystemet består av to undersystem: Et treghetssystem og en datamaskin. Treghetssystemet består av akselerometere og gyroskoper som registrerer endringer i henholdsvis hastighet og stilling. Denne informasjonen sendes til datamaskinen, som inneholder programmer for beregning av styrekommandoer som den sender til rakettmotorene. Akselerasjonen målt av treghetssystemet brukes også av datamaskinen til å estimere romskipets masseforandring etter hvert som drivstoff forbrukes, basert på landingsmotorens spesifike impuls. Datamaskinen bearbeider også landingsradarens måleresultater. Landingsradaren registrerer LMs høyde og hastighet i forhold til måneoverflaten. Datamaskinen har 2048 ords hukommelse for programmer som kan endres under ferden, mens 36864 ord er avsatt til faste programmer. Hvert ord består av 16 biter (0/1).
Astronautene kan lese av informasjon fra datamaskinen og gi kommandoer via et tangentbord. Avlesning av informasjon skjer gjennom tallkoder som fremkommer i et felt på tangentbordet. Bakkekontrollen kan også kontrollere datamaskinen ved hjelp av et tilsvarende tangentbord. Datamaskinen informerer også om høyde, synkehastighet, horisontale hastighetskomponenter, anvendt tid og fartøyets stilling.
Landingsmotorsystemet omfatter landingsmotoren og dens kontroller. Motoren anvender et flytende hypergolisk drivstoff, det vil si at man oppnår spontan tenning når drivstoff og oksydasjonsmiddel blandes. Motoren er konstruert for en skyvkraft på 46,7 kN, men maksimal ytelse varierte mellom 92,5 % og 95,5 % av denne verdi for de motorene som var i bruk under de forskjellige månelandingene. Landingsmotoren kan enten virke ved full ytelse, eller i et regulerbart område fra ca 10 % til ca 65 % av maksimal skyvkraft. For Apollo 11 var for eksempel minimum på 10,9 %. I området over 65 % blir erosjonen meget stor, så det er nødvendig å begrense operasjonstiden ved denne ytelse. Området 57 % til 65 % har en hystereselignende effekt (se figur 2). Motoren kan kontrolleres automatisk av styre- og navigasjonssystemet, eller den kan opereres manuelt. For å stabilisere LM med minimal bruk av stillingskontrollsystemet, må landingsmotorens skyvkraftvektor gå gjennom LMs tyngdepunkt. Dette kravet ble imøtekommet ved at man åpnet muligheten for å regulere motorens dyse + 6° om to akser med hastigheten 0,2°/sekund. Stillingskontrollsystemet anvendes bare når man skal oppnå raske forandringer i LMs stilling. Det består av 16 motorer, ordnet i fire grupper à fire motorer. Hver motor har en skyvkraft på 445 N. Monteringen er gjort 45° ut fra tverr- og lengdeaksen (se figur 1). Kontroll om vertikalaksen skjer bare med stillingskontrollmotorene, mens landingsmotoren kan hjelpe til med kontrollen av tverr- og lengdeaksen. Under nedstigningen forsøker datamaskinen å kontrollere romskipets stilling med landingsmotoren for å spare stillingskontrollmotorenes drivstoff. De to servomotorene som brukes til å bevege landingsmotorens dyse, er imidlertid forholdsvis trege. Derfor vil stillingskontrollmotorene bli koplet inn hvis det går for tregt i forhold til forutbestemte grenser. 14 millisekunder er minimal operasjonstid for stillingskontrollmotorene. Et bestemt vridningsmoment er oppnådd innen 15 millisekunder etter at en kommando er sendt til disse motorene. Tilsvarende trenger landingsmotoren 400 millisekunder for å utføre den samme kommando.
Landingsradaren er montert på LMs nedstigningsdel (se figur 1), og gir høyde- og hastighetsinformasjon relativt til måneoverflaten. Den sender ut fire frekvensmodulerte radarstråler, én stråle for å beregne høyde og tre stråler som brukes til å beregne hastigheten. Dette strålesystemet kan orienteres i en av to posisjoner. Posisjon 1 blir brukt under nedstigningens bremsefase mens LMs vertikalakse ligger nær parallelt med måneoverflaten. Posisjon 2 brukes under innflygings- og landingsfasen, det vil si når LM nærmer seg vertikal stilling. Landingsradaren gir avstanden fra LM til det punktet radarstrålen blir reflektert fra på måneoverflaten. Datamaskinen regner om denne informasjonen til reell høyde og oppdaterer systemets posisjonsvektorer.
Det siste systemet som skal beskrives, er en skala på kommandørens vindu, som er inngravert på inn- og utsiden. Avstanden mellom disse to skalaer er lik vinduets tykkelse på 2,5 cm. I innflygingsfasen beregner datamaskinen en synsvinkel relativt til Zb-aksen til landingspunktet, som kan avleses av astronautene, fortrinnsvis LM-piloten. Han rapporterer til kommandøren, som sikter inn punktet for dermed å kunne sjekke området som datamaskinen planlegger å landsette LM på (se figurene 1 og 3).
Endring av omløpsbanen
Etter at CSM og LM er koplet fra hverandre og har fjernet seg fra hverandre til en sikker avstand på over 100 meter, blir LMs landingsmotor startet for å senke parkeringsbanens laveste punkt. LMs parkeringsbane har høyeste og laveste punkt på henholdsvis 115 og 107 km mens den nye banen har laveste punkt på 15 km. (Fra og med Apollo 14 var CSM og LM sammenkoplet ved denne banemanøveren, og det var den store motoren bak på CSM som utførte bane-endringen). Dette skjer på det 14. omløp og blir utført manuelt på Månens bakside i en posisjon 180° fra det punkt hvor nedstigningen begynner. Hensikten med denne manøveren er på det mest effektive sett (Hohmann-ellipse) å redusere perilune-punktet (månenære) fra ca 110 km til 15 km i det punkt der nedstigningen skal begynne. Hastighetsreduksjonen er på 23 m/s og blir oppnådd ved å kjøre landingsmotoren ved 11 % ytelse i 15 sekunder (for å justere motoren slik at kraftvektoren blir innrettet til å gå gjennom LMs tyngdepunkt), og ved 40 % ytelse i 13 sekunder. Om manøveren er utilfredsstillende, blir et møte med CSM utført av datamaskinen. For Apollo 11 var avviket fra beregnet hastighet etter denne manøveren på 0,12 m/s.
Apollos landingsbane
For optimal bruk av LMs landingsmotor plasseres LM i en bane der den passerer over det valgte landingssted. Ved valg av høyde over Månen idet bremsemotoren skal tennes, ble det lagt stor vekt på tilstrekkelig klaring til måneterrenget. Siden måneterrengformasjoner på seks til ni kilometers høyde eksisterer, og ettersom styre- og navigasjonsfeil kan bidra til feil i høyde så vel som i horisontal posisjon, ble en høyde på 15 km valgt for tenningsøyeblikket relativt til måneradiusen i landingspunktet. Å gjennomføre nedstigningen med kontinuerlig motorbruk fra høyder mye større enn 15 km er drivstoffmessig ineffektivt.
Avstanden til landingsplassen ble primært bestemt av forholdet mellom skyvkraft og romskipets masse. LMs masse er omkring 15,1 tonn (den tyngste i programmet veide 16,4 tonn) og maksimal skyvkraft er ca 43,2 kN. Tenning fant sted 480 km fra landingsstedet (gjelder Apollo 11).
Å følge drivstoffmessig optimal bane fra motortenning til landing ville ha krevd bruk av den skyvkraftregulerbare landingsmotoren på full styrke under hele landingsmanøveren. Skyvkraftens retning måtte da hele tiden ha vært lik hastighetens retning. Mengden av drivstoff som er nødvendig for en viss manøver er ikke bare avhengig av hvilken hastighetsendring som kreves, men også av romskipets masse ved det gitte tidspunkt.
Den primære faktor som lå til grunn for ikke å anvende den optimale banen, var nødvendigheten av å gi besetningen observasjonsmuligheter over landingsplassen for at de om nødvendig skulle kunne ta over med manuell kontroll. For å oppnå en effektiv landingsbane, en som også ga visuell sikt over overflaten og mulighet til å velge en annen landingsplass, ble en tre-fase-bane utviklet. Den bestod av en bremsefase, en innflygingsfase og en landingsfase.
Styring under bremsefasen
Målet med bremsefasen er å bremse ned LM fra sirklingshastigheten til en hastighet på omtrent 150 m/s, samt å bringe LM fra sin bane med laveste punkt på 15 km som ligger 480 km fra landingsplassen, til en høyde på ca 2,1 til 2,3 km, omtrent 8 km fra landingsplassen. Bremsefasen utføres automatisk av datamaskinen med et program kalt PG3. PG3 settes i gang fra tangentbordet i LM omtrent 10 minutter før nominell tid for tenning. Programmet inneholder en tenningsalgoritme som beregner korrekt tid for tenning, og er basert på en forhåndslagret avstand til landingsstedet. PG3 inneholder også den grunnleggende styrelogikken som beregner romskipets stilling og gir kommandoer til stillingskontrollmotorene før tenning. Videre sørger det for tenning av landingsmotoren og det styrer romskipet under bremsefasen.
Tenning skjer etter en 7,5 sekunders brennperiode for stillingskontrollmotorene, som har til hensikt å bunnfelle landingsmotorens drivstoff. Dette er nødvendig for å gi motoren en jevn drivstofftilførsel. Landingsmotoren blir så kjørt med 10 % skyvkraft i 26 sekunder for at dens skyvkraftvektor kan justeres til å virke gjennom LMs tyngdepunkt. Deretter økes ytelsen til det maksimale. Hvis landingsmotorens oppbygging av skyvkraft ikke inntreffer, er datamaskinen programmert til å slå av motoren og alarmere besetningen. Etter landingsmotorens tenning vil styrelogikken sørge for å bringe LM til den ønskede posisjon for start av innflygingsfasen.
En siste korreksjon av landingsplassens koordinater blir matet inn i datamaskinen to minutter etter at nedstigningen er begynt. Korreksjonen blir telemetrert til LM fra sporingsstasjoner på Jorden og blir så manuelt matet inn i datamaskinen av astronautene. Hensikten med denne korreksjonen er å redusere feil i ferdretningen, og for Apollo 12 og 14 var eksempelvis korreksjonen på henholdsvis 1300 og 850 meter.
For å avsløre en eventuell svikt i styre- og navigasjonssystemet, sammenligner bakkepersonalet kontinuerlig LMs hastighetskomponenter utregnet av styre- og navigasjonssystemet med verdier beregnet av et reservesystem, som om nødvendig skal ta over styringen, avbryte landingen og foreta et møte med CSM. I tillegg blir tilsvarende beregninger gjort på Jorden, og en har dermed tre uavhengige kilder som helst skal stemme overens. Hvilke uoverensstemmelser som skal føre til avbrudd, blir fastlagt før ferden og er avhengig av muligheten for etter et avbrudd å nå en sikker bane med månenære på 9,1 km.
Motorens skyvkraft blir redusert i de siste to minutter av fasen, for kontroll av skyvkraft og bane. Styrekommandoene fra datamaskinen, som bestemmer landingsmotorens skyvkraft, består av en gradvis avtagende funksjon (et spesielt avsnitt behandler dette) og når utregningene tilsier en skyvkraft på 57 %, kommer man inn i motorens skyvkraftregulerbare område. Tidlig under nedstigningen blir stillingskontrollen av LMs skyvkraftakse foretatt av astronautene. Apollo 11s besetning orienterte LM i en vindu-ned posisjon for visuell observasjon av overflaten for en navigasjonssjekk. Rotasjon til vindu-opp posisjon ble utført i en høyde av omkring 13,7 km slik at landingsradaren kunne få kontakt med måneoverflaten for å oppdatere datamaskinens estimerte verdier for høyde og hastighet. Det å vende romskipet tok astronautene noe over ett minutt, mot planlagt 18 sekunder. Normalt er landingsradarens høydeoppdatering av styre- og navigasjonssystemet forventet å starte i en høyde av 11,9+1,5 km ved at astronautene kopler den inn. Vinkelen mellom LMs lengdeakse og Månens horisontallinje er her 75° og tid etter tenning 4 min. 18 sek. Hastighetsoppdatering er forventet å starte i ca 6,7 kms høyde, eller når hastigheten er kommet under 600 m/s.
Om besetningen ikke hadde snudd romskipet når høyden er kommet ned i 9,1 km, ville datamaskinen ha gjort det. Dette ga besetningen mulighet til nær seks minutter med visuell observasjon av overflaten, men også tilstrekkelig med tid for landingsradaren til å korrigere og oppdatere datamaskinens høydeberegninger. Under ferden med Apollo 11 fullførte besetningen den visuelle kontrollen omkring fire minutter etter at nedstigningen begynte. Landingsradaren fikk overflatekontakt i løpet av denne vindu-opp rotasjonen, i en høyde av 11,3 km. Med den økende tiltro til landingsradaren, styre- og navigasjonssystemet, bakkestasjonenens kapasitet og LMs møteradarsporing av CSM, besluttet man at det var unødvendig med en visuell kontroll av overflaten under bremsefasen for å kontrollere posisjonen. Denne forandringen fra og med Apollo 12 tillot en vinduopp stilling gjennom hele bremsefasen. Dette forenklet arbeidet for astronautene, det ble enklere å holde S-bånd antennen i riktig posisjon for kommunikasjon, og man fikk utnyttet landingsradaren maksimalt.
Det beskrevne problemet hadde ganske stor innflytelse på instruksene for ferden, og spesielt på den instruksen som gir betingelsene for om ferden kan fortsette eller ikke når landingsradaren ikke gir høydeinformasjon etter at høyden estimert av styre- og navigasjonssystemet kommer under tre kilometer. Det var ønskelig å være i stand til å fortsette ned til vel to kilometer uten radardata fordi manuell kontroll av nedstigningen med visuell sikt av overflaten var mulig fra dette punkt. Med de involverte systemers forventede prestasjoner, var det imidlertid ikke sikkert (på en 99,7 % sikkerhetsbasis) å gjøre dette.
Bremsefasens mål er nådd her, og over 6600 kg drivstoff er brukt opp. Avslutningen inntrer omkring 8 min. 26 sek. etter tenning, og datamaskinen bytter da automatisk program fra PG3 til PG4 for å begynne innflygingsfasen.
Styring under innflygingsfasen
I innflygingsfasen går man inn i «high-gate». Begrepet «high-gate» har man lånt fra flyterminologien, der det refererer seg til et område flyet skal inn i før landing på en flyplass. Når LM når «high-gate», blir landingsradarens stilling endret fra posisjon 1 til posisjon 2. PG4 inneholder den samme grunnleggende styrelogikken som PG3, men et nytt sett av mål er valgt for å gi visuell sikt og opprette gode utgangstilstander foran innledningen av vertikal nedstigning fra lav høyde. Når PG4 tas i bruk, har LM en hastighet på omkring 129 m/s horisontalt og 44 m/s vertikalt. Programmet gir kontinuerlig visibilitet av måneoveflaten, og spesielt landingspunktet, inntil omtrent fem sekunder før fasens slutt. I løpet av innflygingsfasen blir LM bremset ned til en hastighet i forhold til måneoverflaten på ca 20 m/s og en synkehastighet på 5 m/s. Romskipets stilling gjennom denne fasen er som nevnt slik at besetningen kan lokalisere landingsområdet gjennom vinduene og, om ønskelig, velge en annen landingsplass. For Apollo 11, 12 og 14 var elevasjonsvinkelen for LM relativt til det lokale horisontalplan gjennom hele innflygningsfasen omkring 16°. Denne vinkelen tillater besetningen en visuell sikt mot landingsområdet over solvinkelen, som nominelt er 10,9° og maksimalt 13,6°. En innflygingsvinkel som er større enn solstrålenes innfallsvinkel er påkrevet fordi overflateformasjoner har en tendens til å bli «visket ut» når man ser langs eller under sollinjen. Med en brattere innflygingsbane ville man bruke mer drivstoff, mens en slakere bane ville medføre en knappere sikkerhetsmargin med hensyn til overflygingshøyden. Ved å anvende den mest drivstoffbesparende banen, ville man nærme seg landingsområdet nær horisontalt. Imidlertid, desto flatere banen er, desto færre detaljer kan astronautene oppdage på grunn av mindre synlige skygger. Denne 16° banen ble valgt som et kompromiss mellom optimalt brennstoff-forbruk og god visibilitet. Mye arbeid ble da også lagt ned for å bestemme de optimale lysforhold under landingen.
Selv om 16°-banen forble fiksert for Apollo 11, 12 og 14, ble banen modifisert etter hver ferd, ettersom man fikk mer erfaring. Den var også avhengig av det valgte landingsområdets topografi. For Apollo 11 ble innflygingsfasen valgt slik at LM nærmet seg oveflaten ganske sakte. Denne forsettelige, «langsomme» banen ble valgt på grunn av de mange ukjente faktorer som var involvert ved den første månelandingen. En undersøkelse utført like før ferden viste at en noe raskere nedstigning kunne gjøres for å spare drivstoff, og for å tillate en mer effektiv observasjon av landingsområdet under innflygingsfasen. Med den erfaring man fikk fra Apollo 11 ble det bestemt at Apollo 12 var moden for en slik nedstigningsbane. For Apollo 14 lå landingsplassen flere hundre meter lavere enn det terrenget en først fløy over. Av den grunn ble slutten av innflygingsfasen gjort noe brattere for å gi bedre terrengklaring (se figur 4).
Studier og simuleringer utført i løpet av 1970 viste at med en elevasjonsvinkel større enn 16°, ville en oppnå flere fordeler i innflygingsfasen. En brattere nedstigning ga øket terrengklaring pluss større fleksibilitet ved manuelt valg av landingsplass i kupert terreng. Den mer vertikale observasjonsmuligheten av landingsplassen på grunn av den brattere nedstigningsbanen ble også foretrukket av astronautene. Imidlertid, for å begrense økningen av drivstoff-forbruket i en brattere landingsbane, var det nødvendig å minske den tiden landingsområdet var synlig for besetningen under nedstigningen. Etter mange studier ble det bestemt at større terrengklaring og bedret utsikt over landingsplassen veide tyngre enn behovet for observasjon av måneoverflaten under innflygingsfasen, og en nedstigningsbane med elevasjonsvinkel på 25° ble valgt for de tre siste månelandingene, Apollo 15, 16 og 17.
Et av problemene forbundet med bruk av landingsradardata var at radaren målte høyden til LM relativt til det lokale terrenget som man befant seg over i øyeblikket, og ikke relativt til landingsstedet. Når LM fløy over månefjell og daler, ble dette av datamaskinen tolket som en uønsket endring i LMs høyde. Ettersom styrekommandoene fra datamaskinen er basert på LMs beregnede posisjon, og ettersom terrenget under LMs nedstigningsbane er antatt å ligge på samme høyde som landingsområdet, kunne terrengvariasjoner resultere i at datamaskinen trodde LM befant seg i feilaktig høyde. Derfor var det nødvendig å ha detaljert kjennskap til overflygingsterrenget, både for å kunne beregne høyden i forhold til landingsstedet og for å kunne vurdere effekten av datamaskinens styresignaler. Etter hvert som ferdenes kompleksitet økte, så økte også overflygingsterrengets vanskelighetsgrad, inntil det ble nødvendig å introdusere terrengmodeller i datamaskinens program, for å redusere den forstyrrende effekten av terrengvariasjonene. På Apollo 14 ble en slik metode benyttet for første gang.
I løpet av innflygingsfasen avtar høyden fra ca 2,1-2,3 km til ca 150 meter, på de siste ferder til ca 210 meter. Avstanden til landingsområdet avtar fra omkring åtte kilometer til cirka 600 m, og flytiden er ca 1 min. 40 sek.
|
