Apollos reguleringssystem, del 2
Av Karstein Lomundal
|
Artikkel publisert i Nytt om Romfart, 14. årgang, nummer 52, oktober-desember 1984, sidene 114-116, 127 av Norsk Astronautisk Forening/www.romfart.no.
|
Skriv ut
Tips bekjent
|
Styring under landingsfasen
I landingsfasen gis astronautene visuell oversikt over landingsområdet og de har mulighet til å ta over med manuell kontroll. Helautomatisk landing utføres av PG5, som har til formål å sette alle hastighetskomponenter til null like før landing. Ingen manuell kontroll er anvendt i dette programmet. PG6, kalt delvis manuell kontroll, og PG7, kalt manuell kontroll, er såkalte valgfrie program som kan komme i bruk om besetningen beslutter det. Når som helst under nedstigningen kan astronautene gi beskjed til datamaskinen om at de ønsker å ta over manuelt. PG6 nullstiller horisontale hastighetskomponenter, dette medfører at LM vil nærme seg måneoverflaten vertikalt, en operasjon som ikke kan utføres på visuell basis om overflaten er uklar på grunn av støv som virvles opp. PG6 kontrollerer også synkehastigheten, som imidlertid kan økes eller minkes med 0,3 m/s hver gang kommandøren løfter eller trykker på en tre-posisjons skyvkraftregulator plassert nær hans venstre hånd.
Man kan imidlertid når som helst gå tilbake til helautomatisk landingsprosedyre. Ved normal landingsprosedyre går man over til PG6 i slutten av PG4, før datamaskinen automatisk går over til PG5. Eksempelvis var høyden over bakken for Apollo 11, når man gikk over til delvis manuell kontroll, 125 meter. Hensikten med manuell kontroll er at man kan velge et spesifikt landingspunkt, fri for steiner og kratere. PG7 opprettholder navigasjonen og anviser operasjoner for fullstendig manuell kontroll av både synkehastighet og stilling, men blir normalt bare anvendt ved feil på PG6.
Et krav ved planleggingen av landingsbanen var nødvendigheten av at man om mulig skulle kunne avbryte landingen, det vil si at LM måtte være i stand til å komme opp i en trygg omløpsbane fra et hvilket som helst punkt under nedstigningen. Dette betyr at den vertikale hastigheten i en gitt høyde må være mindre enn en viss grenseverdi for å sikre at oppstigningsmotoren kunne ta over før en eventuell krasjlanding, hvis landingsmotoren skulle svikte. Imidlertid er det slik at om man skulle ønske å avbryte i lavere høyder enn ca 15 meter, er man nødt til å lande først.
Det å forflytte LM over måneoverflaten i denne fasen er kontrollert ved at man heller romskipet (om lengde- og tverraksen) ved hjelp av stillingskontrollmotorene i retning av ønsket posisjonsendring, slik at man dermed anvender den horisontale komponenten av kraften fra landingsmotoren til å akselerere LM i ønsket retning. Ved automatisk landing vil datamaskinen i en høyde av 45 til 60 meter ha nullstilt de horisontale hastighetskomponenter, og derfra kontrollere vertikalhastigheten.
Følestenger som rekker 1,7 meter nedenfor landingsføttene, gir et signal om kontakt når de utsettes for en kraft på 2,3 N. Da sluttes en elektrisk krets og en blå lampe tennes på instrumentpanelet. Dette er et signal til astronautene om at de skal slå av landingsmotoren. Dette gjøres alltid manuelt, uansett om automatisk eller manuell landingsteknikk benyttes. Landingsmotoren slås av med en trykknappbryter. Det kan også nevnes at når det er 5 % drivstoff igjen, tennes en lampe som varsler om dette. Da Apollo 11 landet, var det 2,15 % drivstoff igjen i landingsmotorens tanker.
Navigering under landing
Under nedstigningen er treghetssystemet hele tiden aktivt, og leverer nødvendige data for oppdatering av tilstandsvektoren. Tilstandsvektoren beskriver blant annet LMs posisjon og hastighet. I starten av bremsefasen er treghetssystemet den eneste navigasjonssensor som er i virksomhet, og romskipets estimerte tilstandsvektor blir brukt til å gi ordre om nødvendige kommandoer til motorene. Når landingsradaren blir aktivisert senere i bremsefasen, blir romskipets høyde over måneoverflaten beregnet ut fra denne av datamaskinen og sammenlignet med den estimerte høyden. Differensen mellom disse to verdier blir automatisk kontrollert i en test for å verifisere om landingsradaren opererer normalt. Om datatesten blir godkjent, blir en korreksjonsverdi beregnet ved å anvende en tidligere utregnet veiningsfaktor på høydedifferensen. Denne korreksjonen blir så brukt til å oppdatere tilstandsvektoren og til å korrigere kursen. Oppdateringsprosedyren for tilstandsvektoren er helt automatisk og tidsmessig meget kritisk. Etter at man får hastighetsdata fra landingsradaren i en lavere høyde og hastighet, blir en lignende operasjon utført for hastighetsoppdatering av tilstandsvektoren. Når både høyde- og hastighetsoppdatering er kommet i gang, blir data fra landingsradaren behandlet hvert andre sekund. Målingene regner datamaskinen om til høyde, basert på kjennskap til romskipets stilling som gis av treghetssystemet. Etter en avstandsmåling blir én av de tre hastighetskomponenter målt. Med denne sekvensen blir høyden oppdatert hvert andre sekund, og hver hastighetskomponent hvert sjette sekund.
I tillegg til usikkerheten om når høyderadaren begynner å gi data, har man også problemet med å bestemme hvor gode målingene kan antas å være. Om LM er høyere enn beregnet av styre- og navigasjonssystemet vil datamaskinen bestemme uoverensstemmelsen og oppdatere styre- og navigasjonssystemet. Den forsøker da å styre ned raskere for å nå forutberegnet bane. Som et resultat av denne forandringen kan synkehastighetsforandringen øke til et usikkert nivå, slik at det blir nødvendig å avbryte landingen.
Det må påpekes at landingsradarens måledata bare blir brukt til å oppdatere fire av seks komponenter i den estimerte tilstandsvektoren. Landingsbanen i ferdretning og i sideretning blir ikke justert ved hjelp av data fra landingsradaren. Astronautene kan i innflygingsfasen manuelt korrigere for feil i disse plan.
Landingsradartesten er en rimelighetstest for å sikre at radaren virkelig har kontakt med måneoverflaten. Dette er en automatisk test som blir utført av datamaskinen. Om en måling blir underkjent, blir dette måleresultatet forkastet og ingen videre beregninger blir gjort med det. Dersom testen blir godkjent, vil datamaskinen utføre de nødvendige beregninger for oppdatering av den estimerte tilstandsvektoren. Om landingsradarens måleresultater blir underkjent et gitt antall ganger, blir astronautene gjort oppmerksomme på det, og de kan tvinge de underkjente data til å bli akseptert om de ønsker det, selv om denne mulighet vanligvis ikke vil bli anvendt.
Veiningsfunksjonene som blir brukt til å beregne verdier for oppdatering av tilstandsvektoren er vist i figur 1. Disse funksjonene beregner verdier for høyde- og hastighetsoppdatering. De er lineære approksimasjoner til statistisk optimale veiningsfunksjoner som er basert på treghetssystemets og landingsradarens nøyaktighet, usikkerhet i måneterrengets topografi, og målefeil. Ettersom utregningstiden er en kritisk parameter under nedstigningen, er landingsradarens veiningsfunksjoner programmert på forhånd og lagret. Veiningsfunksjonen for høyde i figur 1 er en lineær funksjon relativt til estimert høyde. Siden høydeoppdateringen starter omkring 167 km fra landingsstedet, er måneterrengets høydevariasjon relativt til landingsstedet en viktig faktor når det gjelder å sette opp denne funksjonen. Veiningsfunksjonen til hastigheten i figur 1 er linearisert med hensyn til estimert hastighet. Det må bemerkes at denne kurven er brukt for alle tre hastighetskomponenter når de blir oppdatert sekvensielt. Veiningsfunksjonen for hastighet er oppstykket i fikserte små verdier ved lave hastighetstilstander for å minimalisere kommanderte stillingsforandringer i den kritiske avslutningen av nedstigningen, og for å unngå å innlemme store landingsradar-hastighetsoppdateringer i et område hvor landingsradaren kan falle ut på grunn av at hastigheten langs de forskjellige radarstråler nærmer seg null. Et viktig punkt å merke seg om landingsradarens tilsammen fire veiningsfunksjoner er at disse er helt uavhengige av hverandre.
Typiske posisjonsfeil-profiler under en månelanding er illustrert i figur 2. I denne figuren er usikkerheten i tid for start av nedstigningen avhengig av navigasjonsfeil i månebane og feil i styresystemet fra manøveren som senket omløpsbanens laveste punkt fra 110 til 15 km, forplantet til starten av selve nedstigningen. På et liknende vis fortsetter posisjonsusikkerhetene i figur 2 å øke i den innledende delen av bremsefasen til man får høydeoppdatering fra landingsradaren. Da avtar usikkerheten i høyde raskt, mens usikkerheten for posisjonen i horisontalplanet ikke minsker, siden disse komponenter ikke blir oppdatert av landingsradarens målinger. Eksempelet vist i figur 2 ville kreve at astronautene korrigerte i ferdretningen med 2,7 km og i retning vinkelrett på denne med 0,6 km under innflygingsfasen, for å lande i det planlagte området.
På Apollo 11 fikk landingsradaren bakkekontakt under rotasjon til vindu-opp stilling i en høyde av 11,3 km. Avviket i høyde var -670 meter, altså var LM noe lavere enn forventet, men verdien kan godt tilskrives terrengvariasjoner. Ettersom ingen grenser var overskredet, ble dataene anvendt etter en kort kontrollovervåkingstid i en høyde av 9,6 km. Avviket gikk ned til en verdi på 30 meter i løpet av 30 sekunder. Landingsradarens hastighetsoppdatering ble startet til normal tid i en høyde av 8,8 km. Basert på telemetrerte data fra Apollo 12 kan man se at forskjellen mellom landingsradarens målinger og navigasjonssystemets estimerte verdi for høyden var drøyt 500 meter da landingsradarens data først ble akseptert. Denne differensen bestod for det meste av forskjellen mellom terrengets og landingspunktets høyde. Det bør bemerkes at avstanden til landingspunktet ved start av landingsradarens høydeoppdatering var omkring 172 km, og usikkerheten i måneterrengets topografi i slike avstander er en av de viktigste årsaker til at landingsradarens veiningsfunksjoner sørger for liten påvirkning fra dens målinger i begynnelsen.
Hastighetsoppdatering i sluttfasen av Apollo 12s landing er illustrert i figur 3. Kurven viser også to områder der radardata har falt ut. Dette kan inntreffe når hastigheten langs radarstrålene blir liten (mindre enn 0,2 m/s), avhengig av høyde og den innflygingshastighet man nærmer seg målet med. Konsekvensen er at en ikke oppnår dopplereffekt og dermed ingen målinger. Straks før radaren faller ut har den en tendens til å lage større slumpfeil enn normalt. Denne effekten er illustrert i figur 3 med et 4,3 m/s feilaktig landingsradar-hastighetssignal på grunn av oppblåst støv fra landingsmotoren. Dette indikerer at man er i en høyde av åtte meter, hvilket er helt feilaktig. Det må bemerkers at landingsradardatatesten underkjente dette måleresultatet og ikke brukte det til oppdatering av tilstandsvektoren. Figur 3 viser at den estimerte hastigheten var innenfor 0,3 m/s ved landing. På grunn av støvproblemet på Apollo 12 (problemet var vesentlig mindre for Apollo 11), ble oppdatering med målinger fra landingsradaren avsluttet i en høyde av 15 meter, og på de etterfølgende ferder ved å sette veiningsfunksjonene ved 15 meters høyde og lavere til null. Disse visuelle problemer på grunn av støvet medførte også en modifikasjon av landingsprogrammet (PG6) for senere ferder. I tillegg til den anvendte landingsmetoden la man til muligheten for kommandøren til å velge en automatisk nullsetting av den horisontale hastigheten. Altså, skulle sikten forsvinne nær eller under vertikal nedstigning, kan man velge å gå automatisk ved å nullsette den horisontale hastighetskomponenten, mens kommandøren fortsetter å ha manuell kontroll over den vertikale synkehastigheten helt til landing.
Banebegrensninger
Banebegrensninger er gitt for ferdens sikkerhet. Det primære kriterium for sikkerheten er muligheten til å avbryte landingen når som helst inntil den endelige beslutningen er tatt om å lande. Derfor er ferdens dynamiske grenser lagt på høyde og synkehastighet. Apollo 11s høyde- og synkehastighetsprofil var nær nominell. Ferdkontrollørene og besetningen kontrollerer høyde og synkehastighet, men på grunn av kommunikasjonsforsinkelser med bakken kommer ferdkontrollørene bare med anbefalinger, basert på data fra prosjekterte tider.
Omdirigering av landingsplassen
Som tidligere nevnt kan LMs datamaskin landsette romskipet på Månen helt automatisk. Imidlertid, besetningens evne til å bedømme landingsområdet og om nødvendig omdirigere romskipet gjør at sjansene for en sikker og presis landing øker.
Det vesentlige i prosessen med å bedømme landingsområdet og omdirigere romskipet er et system som informerer besetningen om hvor på måneoverflaten datamaskinen er i ferd med å landsette LM. Datamaskinen om bord (her med PG4) beregner posisjonen relativt til landingsområdet. Denne utregnede verdien blir brukt til å bestemme hvor siktelinjen til landingsområdet skal være. Datamaskinen gir denne informasjonen til besetningen i form av en vinkel relativt til LMs Zb-akse, og kommandøren kan sikte inn gjennom sitt spesielle vindu omtrent hvor datamaskinen er i ferd med å landsette LM. Figur 4 viser en typisk utsikt under innflygingsfasen. Kriteriet er at landingsplassen skal ligge minst 10° over nedre kant av vinduet i minimum 75 sekunder fra begynnelsen av innflygingsfasen.
Om det området som automatikken har valgt ut ikke er akseptabelt, kan kommandøren velge et nytt landingspunkt som han kan styre mot ved å anvende sine håndkontroller og således dreie romskipet slik at skalaen på vinduet gjennomskjærer et egnet område, se figur 4. Datamaskinen kan så mates med en ny tallverdi, som leses av på skalaen på vinduet, og dermed vil automatikken igjen overta og styre romskipet mot det nye målet.
På grunn av programalarmer var astronautene på Apollo 11 ikke i stand til å konsentrere seg om en visuell bedømning av landingsområdet før sent i innflygingsfasen, nær «low gate». Ved en programalarm blir en gul varsellampe tent, og da skal astronautene be datamaskinen om å definere problemet, og den gir et kodet svar.
I dette tilfellet viste det seg at datamaskinen var overbelastet som følge av en uventet kombinasjon av bryterstillinger samtidig som det ble mottatt data fra møteradaren, til tross for at slike data ikke er påkrevd i denne fasen. Datamaskinen er konstruert slik at den kan gå til omstart automatisk. En slik omstart gjør at programmet går tilbake noen få steg, til et punkt hvor de dataene den i øyeblikket arbeidet med kan hentes fram igjen fra hukommelsen. Dette skjer så raskt at astronautene bare blir oppmerksomme på hva som skjer ved at en varsellampe tennes. Fem ganger viste datamaskinen alarm som følge av slik overbelastning. På grunn av de resulterende omstartene ble oppdrag med lav prioritet ikke utført av datamaskinen. Ettersom alarmene ikke var konstant tilbakevendende, ble det besluttet å fortsette landingen. Som en konsekvens av disse problemene var møteradaren utkoplet under Apollo 12s landing.
Apollo 11 landet nesten syv kilometer fra det forutbestemte landingspunktet. Men på de resterende fem landingsekspedisjoner landet man meget nær det planlagte landingspunktet, Apollo 12 landet for eksempel bare 160 meter fra den ubemannede romsonden Surveyor 3, som stod innenfor den landingsellipsen man styrte mot.
Datamaskinens beregning av landingsplassens beliggenhet er bestemt ut i fra den løpende beregning av romskipets stilling, avstand til det planlagte landingspunktet, høyden over måneoverflaten og kalkulasjonen som antok at overflygingsterrenget hadde samme beliggenhet i høyde som landingspunktet. Om landingspunktets høyde skilte seg fra høyden til overflygingsterrenget, da ville ikke det tilsynelatende landingsområdet være presis der LM eventuelt ville lande (uten manuell inngripen). Altså ville kupert terreng komplisere astronautenes oppgave i å bedømme om LM nærmet seg det ønskede landingsområdet. For å få tilstrekkelig kapasitet til å lande i kupert terreng innførte man som tidligere nevnt i dataprogrammet fra og med Apollo 14 en forenklet modell av terrenget LM fløy over. Dette gjorde problemet mindre, men eliminerte det ikke helt.
Om nødvendig kan den manuelle omdirigeringen av romskipet pågå fra begynnelsen av innflygingsfasen ned til en høyde av ca 90 meter, da landingspunktet ikke lenger er synlig i vinduet. Det å lande før det planlagte punkt ga besparelser i brennstoff ved å korte inn tiden som var nødvendig for å nå landingsplassen, mens det å flytte landingsplassen lenger bort eller i sideretning økte brennstofforbruket. Når LM nærmer seg landingsplassen, øker kostnadene i drivstoff ved å flytte landingsplassen en gitt distanse, så astronautene var trenet i å ta denne beslutningen så tidlig som mulig etter at de begynner innflygingsfasen. Nedstigningen var planlagt slik at de hadde tilstrekkelig med drivstoff for om nødvendig å velge en annen landingsplass. Imidlertid, hvert kilogram drivstoff øremerket for omdirigering reduserte den potensielle løfteevnen til LM med omkring to kg.
Omdirigering kan forårsake at LM gjennomgår store stillingstransienter når landingsmotorens skyvkraftvektor blir reorientert for å styre mot det nye landingspunktet. Dette gjør landingsoperasjonen vanskeligere.
Endelig valg av landingspunkt blir gjort i løpet av landingsfasen. På grunn av den lave hastigheten i denne fasen av landingen, tar det relativt lang tid å flytte landingspunktet over større avstander, og det blir derfor ganske ineffektivt med hensyn til drivstofforbruket. Derfor er en tidlig og kontinuerlig bruk av omdirigeringskapasiteten gunstig for å kompensere for store feil, og på så sett nærme seg det ønskede landingssted med suksessive steg av bedømninger og korreksjoner. Det kan også nevnes at LM er stabil i skråninger på noe over 45°, men en maksimal hellning på 7° ble anvendt som kriterium når man skulle velge mulige landingsplasser til en ferd.
Bremsefasens og innflygningsfasens styrelogikk
Gjennom bremsefasen er de viktigste krav til banen at drivstoffet blir benyttet med maksimal effekt, og at den kommanderte skyvkraften faller ned til det regulerbare området (under26,6 kN) i de siste to minutter av fasen. Valget av komponenter under innflygingsfasen involverer en rekke krav. De viktigste er at formen på banen gir tilfredsstillende forhold for å observere måneoverflaten, og at den gir en vertikal høyde/hastighets-profil som det er mulig å foreta et sikkert avbrudd fra med bruk av oppstigningsmotoren om landingsmotoren skulle svikte. I tillegg er det i de siste sekunder av innflygingsfasen nødvendig å ha en baneform som gir gunstige tilstander for å overta LM manuelt for et endelig valg av landingsplassen. Ved omhyggelig valg av landingsbanen var det mulig å komme fram til en bane som hadde mer enn halvannet minutt av landingsplassvisibilitet, en nær konstant beliggenhet av landingsplassen sett fra LMs vinduer, man kunne avbryte ferden med oppstigningsmotoren, den ga tilstrekkelig overflygingshøyde og gunstige tilstander for å overta LM manuelt.
Landingsfasens styrelogikk
Kommandøren kan under landingsfasen regulere LMs stilling, for å forflytte romskipet horisontalt over måneoverflaten ved hjelp av landingsmotorens horisontale skyvkraftkomponent. Horisontal og vertikal hastighet i PG6 er kontrollert med helt uavhengige algoritmer. PG6 leverer imidlertid ingen vinkelverdier der landingsplassen kan lokaliseres gjennom venstre vindus skala. Synkehastigheten kan endres manuelt.
PG6s horisontale styrealgoritme blir behandlet hvert andre sekund. Den nullsetter de horisontale hastighetskomponenter relativt til måneoverflaten ved å innrette skyvkraftvektoren en liten vinkel bort fra vertikalen, motsatt den horisontale hastigheten. Den horisontale styrealgoritmen verken måler eller kommanderer skyvkraftakselerasjonens størrelse, algoritmen er utledet på antagelsen av at den vertikale komponenten av skyvkraftakselerasjonen er lik Månens gravitasjon. Den horisontale hastigheten dempes gjennom tilbakekopling av en del av skyvkraftakselerasjonen kommandert på den forutgående beregningsomgangen. Denne er også et godt mål på nåværende akselerasjon. Retningen på den kommanderte skyvkraftakselerasjon er begrenset til 20° fra vertikalretning for å opprettholde en nær opprett stilling for LM. Forutsetningen ved generering av horisontale kommandoer er som nevnt at den vertikale komponenten av skyvkraftakselerasjonen er lik Månens gravitasjon, og den er realisert bare om LM ikke har noen vertikal akselerasjon. Hensikten med å ignorere den vertikale akselerasjonen er å eliminere komandoer fra den manuelle skyvkraftregulatoren, som har innvirkning på LMs stilling.
Styrealgoritmen for den vertikale del av nedstigningen blir behandlet én gang i sekundet, og kontrollerer via en referanseverdi landingsmotorsystemet. Den vertikale styrealgoritmen har ingen kontroll over LMs stilling, men skyvkraftakselerasjonskommandoen den leverer blir korrigert for enhver ikke-vertikal orientering av skyvkraftvektoren. Den manuelle manipuleringen av skyvkraftregulatoren produserer i steg forandringer i synkehastighetens referanseverdi, og den vertikale styrealgoritmen svarer raskt og uten oversving. Algoritmen tar også hensyn til at det tar 0,35 sekunder fra en akselerasjonsmåling blir behandlet, til kommandoen blir utført med ekstrapolasjon, slik at den kommanderer en akselerasjon passende for tidspunktet den blir realisert på. Den beregnede akselerasjonen er basert på akselerometeravlesninger, men den avleste verdien blir korrigert for skyvkraftforandringen som finner sted midtveis mellom to avlesninger.
| 
