The Space Ballet – Il Rendezvous (3)

Il rendezvous di Apollo 10

Ed eccoci all’evoluzione finale del rendezvous nel programma Apollo: il Direct Rendezvous.

Le prime missioni lunari coronate da successo, col loro carico di esperienza e di fiducia nei sistemi e nelle procedure portarono all’introduzione del Direct Rendezvous a partire da Apollo 14. Una metodologia poi utilizzata dalle successive missioni e che riduceva il tempo necessario all’incontro tra CSM e LM a poco meno di due ore, meno di un’orbita completa intorno al nostro satellite.

Lo si potrebbe definire come una versione del metodo coellittico privato delle parti non necessarie, ridotto all’essenziale. Occorre ricordare che il metodo descritto la settimana scorsa aveva come caratteristica fondamentale l’essere molto conservativo. Il maggior tempo necessario lasciava spazio a diverse opportunità per applicare eventuali correzioni (se necessarie) frutto di una lunga serie di aggiornamenti della posizione relative dei due veicoli.

Le differenze più evidenti tra i due metodi è l’eliminazione nel Direct Rendezvous delle manovre di CSI (Coelliptic Sequence Initiation) e di CDH (Constant Delta Height) oltre all’anticipo della TPI (Terminal Phase Initiation) a poco dopo il raggiungimento dell’orbita iniziale da parte del LM.

La sequenza degli eventi, più corta del Coelliptic Rendezvous, è la seguente:

  • T 0:00 – Lancio dalla superficie lunare ed inserimento in un’orbita 17 x 83 km

  • T 0:40 – Terminal Phase Initiation (TPI), manovra di intercettazione dell’orbita del CSM

  • T 0:55, T 1:10 – correzioni di rotta post-TPI (facoltative)

  • T 1:25 – Terminal Phase Final (TPF), manovre di rallentamento e aggancio

Per giungere a dichiarare fattibile un rendezvous diretto nella prima orbita fu necessario dimostrare alcune capacità dell’intero sistema veicoli / procedure / equipaggio. Prima di tutto, il motore e il sistema di guida del LM dovevano dimostrare un livello di accuratezza elevato nelle manovre di inserimento in orbita e di esecuzione della TPI. Poi l’affidabilità e l’adeguatezza dei sistemi di tracciamento sia del CSM (sestante + VHF tracking) che del LM (rendezvous radar). E infine delle procedure per l’equipaggio ottimizzate e semplificate per eseguire tutti i passi necessari nei tempi ridotti.

Nei primi 4 voli dello stack Apollo completo (le missioni Apollo 9, Apollo 10, Apollo 11 e Apollo 12) queste capacità vennero ampiamente dimostrate. In tutti i casi i sistemi fornirono performance adeguate o più che adeguate, anche in condizioni non nominali.

Per quanto riguarda l’ottimizzazione delle procedure, per l’AGC del CSM venne realizzata un nuovo programma chiamato MINKEY, ovvero MINimum KEYstroke, che eseguiva in sequenza tutti i programmi relativi al rendezvous necessari (P32 – P35 più P76 e P79) riducendo il numero necessario di tasti da premere. Una modifica molto apprezzata per alleviare il carico notevole di lavoro del CMP.

Il metodo di rendezvous diretto iniziava allo stesso modo di quello coellittico, con una serie di aggiornamenti e verifiche pre-decollo con il LM ben piantato sulla superficie lunare (di particolare importanza l’allineamento della piattaforma inerziale e il tracciamento del CSM al suo passaggio). Vista la più lunga permanenza sulla superficie, la rotazione della Luna portava il piano orbitale del CSM a scostarsi rispetto al punto di allunaggio. Un disallineamento al di la delle possibilità di cambio di piano orbitale del LM. Toccava quindi al CSM effettuare una manovra correttiva prima del decollo del LM (solitamente veniva pianificata per il giorno prima). La complanarità delle orbite permetteva un notevole risparmio di propellenti.

Il decollo e l’orbita iniziale raggiunta dal LM erano gli stessi del metodo coellittico (17 x 83 km). Una valutazione del risultato finale veniva effettuata immediatamente dopo la conclusione della manovra ed eventuali correzioni venivano subito applicate. Il tutto per massimizzare il tempo da utilizzare per concentrarsi sul tracciamento del CSM.

Il Direct Rendezvous

Se il LM non aveva problemi e la traiettoria era in linea con i valori richiesti, veniva avviato il programma P20 (Rendezvous Navigation). E allo stesso tempo il CSM iniziava a tracciare il LM utilizzando il segnalatore VHF e il sestante, in modo da calcolare indipendentemente i parametri per la TPI. Essendoci solo 30 minuti a disposizione prima di cominciare ad occuparsi della TPI, l’equipaggio a bordo dei due veicoli e i controllori a Terra lavoravano alacremente alla determinazione dei valori per questa manovra. Alla fine veniva scelta la migliore delle 3 elaborate: solitamente si trattava di quella calcolata dall’AGC a bordo del modulo lunare.

Rispetto al metodo coellittico la TPI richiedeva una maggiore energia, dato che si partiva da un’orbita fortemente ellittica e con un’altitudine più bassa. Perciò veniva utilizzato il motore dell’Ascend Stage anziché gli RCS. Il fine ultimo della manovra restava lo stesso in entrambi i metodi: eseguita la TPI il LM si veniva trovare sulla ormai familiare rotta di trasferimento per incontrarsi con il CSM dopo circa 40 minuti. Le correzioni durante la rotta di trasferimento (midcourse correction), la fase di frenata (braking) e di docking si svolgevano con modalità del tutto simili a quelle del metodo coellittico.

E se le cose avessero preso una brutta piega?
In particolare durante la fase di allunaggio, erano molti i motivi per cancellare la discesa: da un problema ad uno dei sistemi fondamentali ad un semplice esaurimento del carburante prima di trovare un luogo adatto per posare il LM. Per l’equipaggio la cosa ottimale sarebbe stata quella di effettuare un abort mantenendo sia l’Ascend che il Descend stage (per sfruttare il carburante, l’ossigeno, le batterie e l’acqua per il raffreddamento disponibili in quest’ultima parte del veicolo).

In condizioni normali, l’abort era guidato dal Primary Guidance and Navigation System (PGNS) ed attivato dalla pressione del tasto Abort/Abort Stage sul pannello di controllo lato CDR. L’altra possibilità era il lancio dei programmi (Program 71 oppure Program 72) di abort manuale tramite il DSKY (poco fattibile in caso di reale emergenza).

Nonostante il suo nome quindi, in case di abort non toccata all’Abort Guidance System (AGS) prendere il controllo del LM. Se il PGNS era in ordine non ve ne era motivo.

Per quanto riguarda la successiva fase di rendezvous con il CSM: durante la discesa i due veicoli si erano allontanati e il LM aveva rallentato. In sostanza non ci si trovava più nelle condizioni ottimali per applicare direttamente una delle procedure viste. La soluzione migliore era quella di invertire i ruoli, lasciare proseguire il CSM sulla sua orbita e portare il LM su un’orbita più alta (e quindi più lenta). In questo modo era il CSM a ‘riavvicinarsi da dietro’ al LM nel giro di un paio di rivoluzioni. A quel punto si venivano a ricreare le condizioni ottimali per eseguire una TPI (seppur con il LM su un’orbita più alta la dinamica e i risultati della manovra erano gli stessi).

2 Risposte to “The Space Ballet – Il Rendezvous (3)”

  1. Segnalo solo un piccolo refuso : “brutta pieta” credo volessi dire “brutta piega” , colgo l’occasione per dire che questi 3 ultimi post sono stati veramente interessanti.

    Salutoni e buon lavoro

    FeFe.

  2. Grazie della segnalazione, mi era proprio sfuggito. Riguardo i 3 post, ti sono sembrati abbastanza chiari?

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