The Space Ballet – Il Rendezvous (2)

Il LM ritorna dalla superficie lunare

Dopo l’introduzione della settimana scorsa, passiamo a vedere il metodo utilizzato per il rendezvous nelle prime missioni lunari (Apollo 10, Apollo 11 e Apollo 12): il Coelliptic Rendezvous.

Il Coelliptic Rendezvous è un metodo altamente conservativo per ottenere l’incontro di due veicoli in orbita. Consente di ottenere facilmente la standardizzazione della fase terminale di avvicinamento, di ridurre l’effetto delle variazioni di prestazione di motori e sistemi di guida (noti collettivamente come ‘dispersioni’) e, non ultimo, garantisce un buon numero di opzioni nel caso in cui il veicolo attivo (il LM nelle missioni lunari) non possa completare la manovra. Non è un metodo di breve durata: servono 3 ore e mezza e quasi due orbite per completarlo ma questo significa anche che l’equipaggio ha tempo per monitorare i progressi, verificare le performance dei sistemi di guida ed eventualmente intervenire.

Sebbene solitamente si tenda a considerare il LM come veicolo ‘attivo’ e il CSM come ‘passivo’, i termini non devono trarre in inganno: a bordo del CSM il CMP era impegnato per tutto il tempo ad aggiornare anch’esso le rilevazioni di distanza e velocità tra i due veicoli. Se era necessario assumere il ruolo attivo, non c’era tempo da perdere. Queste rilevazioni servivano anche da ‘sanity check’ del comportamento dell’AGC a bordo del LM e delle rilevazioni da terra.

Fondamentale per la flessibilità richiesta erano l’AGC e il Rendevouz Radar. Ogni fase del rendezvous aveva un proprio programma dedicato più un programma utilizzato per tutta la durata del balletto (come vedremo in seguito). La maggioranza dei dati inseriti o visualizzati erano distanze, velocità, tempi di accensione dei motori … Il rendezvous radar invece era in grado di fornire le informazioni all’AGC sulla posizione e velocità del CSM con una accuratezza notevole. La distanza era accurata con un scarto di poco meno di 200 m, la posizione angolare con uno scarto di 0.01°.

L’integrazione tra questi due elementi era molto forte, ma la NASA aveva predisposto altri sistemi per eseguire un rendezvous per mettersi al riparo da eventuali malfunzionamenti. Agli antipodi rispetto all’uso del computer si trovava la possibilità per l’equipaggio di servirsi di una serie di grafici e tabelle da usare per determinare la posizione e calcolare tempi e modi delle singole manovre (ovviamente non c’erano calcolatrici a bordo, al massimo dei regoli calcolatori). Anche a bordo del CSM, il CMP era in possesso di simili grafici e tabelle per calcolare le sue manovre nel caso in cui toccasse a lui assumere il ruolo attivo. Infine, i dati rilevati da terra, sebbene meno accurati di quelli rilevati dai due veicoli, potevano essere utilizzati per completare il rendezvous.

Non bastasse ancora, nel corso del rendezvous veniva mantenuto costantemente aggiornato anche l’AGS, l’Abort Guidance System. Sebbene meno evoluto dell’AGC, in grado di mostrare una sola riga di informazioni alla volta e tedioso da utilizzare per l’inserimento dati, era in grado in caso di bisogno di guidare il LM all’incontro con il CSM. Ovviamente anche l’AGS riceveva i dati del rendezvous radar.

Quella che segue è la descrizione dei diversi passi necessari al completamento del rendezvous (con alcune approssimative indicazioni sui tempi).

Il Lancio

T 0:00 – Lancio dalla superficie lunare e inserimento in orbita (17 x 83 km)

Nel periodo precedente al lancio, il Rendezvous radar viene utilizzato alcune volte, in corrispondenza del passaggio del CSM, per ricavare dati accurati su orbita e velocità della capsula madre (oltre che per verificare il funzionamento di questo dispositivo critico). Viene anche eseguito l’allenamento della piattaforma inerziale, utilizzando come riferimento la gravità lunare e una stella. Sull’AGC viene avviato il Programma 12 (Powered Ascent). 70 secondi prima del lancio, il CSM passa sopra al sito di allunaggio.

Il lancio viene spesso descritto come “trovarsi su un ascensore veloce”, e in generale come una esperienza confortevole. All’accensione l’Ascend Stage sale accelerando a 3 m/s2, una accelerazione pari ad un terzo di quella terrestre e solo il doppio di quella sperimentata sulla superficie del nostro satellite. Appena raggiunta l’altitudine di 15 m, il LM si inclina di 54° con i finestrini orientati verso il basso, in modo da iniziare a guadagnare velocità orizzontale mentre continua la salita. Una simile manovra improvvisa e a così bassa quota può sembrare sorprendente ma occorre tenere conto delle diverse condizioni rispetto ad un lancio dalla Terra: principalmente non c’è uno strato atmosferico denso da attraversare. L’attività principale dell’equipaggio nel corso del 7 minuti e mezzo di ascesa è il monitoraggio costante della traiettoria.

Dopo circa 6 minuti dal lancio, i serbatoi del carburante dei motori RCS vengono rabboccati utilizzando il carburante del motore di ascesa. Questa operazione di ‘crossfeeding’ termina poco dopo lo spegnimento del motore, a orbita raggiunta. Verso la fine del l’ascesa l’attenzione si concentra sull’accuratezza del sistema di guida: eventuali piccoli errori di velocità od orientamento vengono corretti immediatamente dal CDR utilizzando i motori RCS.

Coelliptic Sequence Initiation

T 1:00 – Coelliptic Sequence Initiation (CSI)

Inizia in questa fase la ‘caccia al CSM’: il Programma 20 (Rendezvous Navigation) viene lanciato per orientare il rendezvous radar in modo che possa iniziare a determinare distanza e posizione angolare del CSM. Inoltre fa puntare il LM verso il CSM, così che il CMP possa determinare la posizione del modulo lunare osservando attraverso il sestante la forte luce intermittente posizionata sulla parte frontale di questo. Ogni minuto le informazioni di velocità e distanza vengono lette della’AGC, che determina in base a queste la posizione e la velocità relativa dei due veicoli. Su entrambi i veicoli viene avviato anche il P32 per il calcolo dei parametri della Coelliptic Sequence Initiation (CSI)

Si tratta di una manovra della durata di circa 45 secondi effettuata utilizzando i motori del RCS, il cui scopo è innalzare il perilunio a 83 km e circolarizzare l’orbita. Inoltre l’equipaggio del LM verifica se serve utilizzare questa manovra per eventuali piccole correzioni di inclinazione del piano orbitale (‘out-of-plane burn’).

Se per caso l’orbita del CSM è inferiore a quella pianificata, la CSI punta ad ottenere un’orbita con altitudine inferiore di 23 km rispetto a quella del veicolo passivo. Subito dopo la manovra il P20 riparte il suo lavoro di tracciamento e calcolo delle posizioni.

Plane Change

T 1:30 – Plane change

Nel frattempo il LM si avvicina ad uno dei nodi, i punti in cui i piani orbitali dei due veicolo si incrociano. Il punto ideale, come dicevamo la settimana scorsa per una manovra di aggiustamento ‘out-of-plane’. La regola è: se serve una variazione di velocità inferiore ai 1,5 m/s, la si salta. Le correzioni verranno integrate nelle manovre successive. Nella maggioranza delle missioni, non è stata effettuata.

Nel frattempo vengono determinate 3 possibili soluzioni per i parametri della successiva manovra: dal CSM (utilizzando i dati del sistema di tracciamento VHF e dell’osservazione tramite sestante), dal LM (utilizzando i dati del rendezvous radar) e a Terra (elaborando nel Real-Time Computing Complex i dati della rete di tracciamento della MSFN). Le 3 vengono poi confrontate per determinare la migliore soluzione per la manovra CDH.

Constant Delta Height

T 2:00 – Constant Delta Height (CDH)

Dopo aver raccolto ancora una serie di rilevazioni (P20), sul LM viene avviato il Programma 33, il Constant Delta H(eight) (CDH). Lo scopo della manovra è portare il LM su un’orbita costantemente inferiore a quella del veicolo passivo di 28 km. Se il CSM si trovasse su un’orbita circolare di 110 km, la manovra sarebbe praticamente nulla. Ma in realtà si tratta sempre di un’orbita leggermente ellittica (principalmente per le perturbazioni introdotte dall’effetto dei mascon). Temporizzando adeguatamente l’accensione viene anche ottenuto il risultato di far coincidere la linea delle aspidi, ovvero la linea che congiunge l’apolunio e il perilunio.

Solitamente si tratta di una breve manovra che dura solo pochi secondi e non cambia significativamente i parametri orbitali; viene effettuata con i motori dell’RCS.

E’ importante notare che per tutta la durata del rendezvous, anche durante l’esecuzione dei vari programmi per le manovre, il P20 continua a girare e ad aggiornare i valori di posizione e velocità relativa dei veicoli.

Terminal Phase Initiation

T 2:40 – Terminal Phase Initiation (TPI),
T 2:55, T 3:10 – Correzioni all a TPI

Mentre continua instancabile l’opera del P20, il Programma 34 (Terminal Phase Initiation) viene avviato. Come indica il nome, si tratta dell’ultima manovra del ‘balletto’. Il tempo e il cambiamento di velocità prodotti da questa manovra sono calcolati per garantire l’avvicinamento standard ideato durante le missioni Gemini (che abbiano visto la scorsa settimana). La manovra inizia quando il CSM si trova 26° in anticipo rispetto al LM e il LM viaggerà per 130° attorno alla Luna prima di incontrarsi con il CSM. La geometria dell’orbita disegnata è tale che il LM raggiungerà il CSM arrivando da sotto e da dietro, in modo da scivolare davanti ad esso quando le altitudini dei due veicoli coincidono.

Il tempo di esecuzione è particolarmente critico, poiché ogni secondo di ritardo, significa una variazione di 1 km e mezzo di distanza quando le altitudini dei due veicoli si equivarranno. Anche questa manovra veniva eseguita usando i motori del RCS. Gli eventuali errori residui presenti dopo la manovra potevano essere eliminati in due diverse manovre di correzione (midcourse corrections) pianificate 15 e 30 minuti dopo l’esecuzione della TPI.

Il progressivo ridursi della distanza LM / CSM e della velocità relativa tra i due permetteva una sempre maggiore accuratezza nelle rlevazioni.

Terminal Phase Final

T 3:25: Terminal Phase Final (TPF), manual braking and docking

La Terminal Phase Final è costituita da una serie di 4 piccole ‘frenate’ effettuate a partire da circa 2 km di distanza dal CSM, concluse quando solo poche decine di metri separano i due veicoli.

Vengono utilizzati i motori del RCS e il CDR utilizzando i dati del rendezvous radar può verificare ed aggiustare l’esecuzione delle accensioni. A tale scopo viene attivato il Programma 47 (Thrust Monitoring).

Ci siamo: i due veicoli si trovano sulla stessa identica orbita, in station-keeping a breve distanza. Senza fretta gli astronauti scattano foto dei veicoli (per le valutazioni post-missione), poi il LM ruota, non mostrando per la prima volta dall’inizio del rendezvous la parte frontale al CSM. I meccanismi per il docking si fronteggiano. Il CMP può assumere il ruolo attivo e può procedere all’aggancio.

Appuntamento alla settimana prossima col Direct Rendezvous.

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