Il Reaction Control System – Lunar Module

Aldrin lavora al LM; sono ben visibili alcuni dei quad del RCS del LM

Anche il Lunar Module era dotato di un proprio Reaction Control System (RCS). Il suo compito era quello di fornire gli impulsi necessari alla stabilizzazione del veicolo durante le traiettorie di discesa verso e ascesa dalla superficie lunare, nonché il controllo dell’orientamento e la spinta traslazionale (lungo i tre assi principali) durante lo stazionamento (hovering) sopra la superficie, l’allunaggio, il rendezvous e il docking. L’ultima funzione espletata dall’RCS era quella di esercitare la spinta lungo l’asse traslazione +X per preparare i propellenti ad alimentare correttamente i motori principali, la cosiddetta manovra di ullage.

Come per il Command Module, l’RCS era costituito da due sottosistemi paralleli ed indipendenti (System A e B). In condizioni normali venivano utilizzati entrambi i sistemi per garantire un controllo totale. Ciascun sottosistema era costituito da 8 motori, per un totale di 16, raggruppati a 4 a 4 in cluster (equivalenti ai quad del CM), una sezione di pressurizzazione (che utilizzava elio) e una sezione di alimentazione dei propellenti. Era presente una interconnessione, realizzata tramite un sistema di ‘crossfeed’, normalmente chiuso, che permetteva di alimentare tutti e 16 i motori da uno solo dei sottosistemi.Era possibile mantenere un totale controllo del veicolo anche con un solo sistema attivo, anche grazie al fatto che ogni cluster aveva motori a coppie collegati ai sistemi.

Anche nel LM i propellenti utilizzati erano ipergolici. Il carburante era l’Aerozine 50, un mix 50% – 50% di idrazina e dimetilidrazina asimmetrica. L’ossidante era l’azoto tetrossido. Il rapporto nella miscela ossidante – carburante bruciata nei motori era di 2 a 1.

Il sistema di guida (GN&CS) controllava l’accensione dei motori necessari per un tempo che andava dagli short pulse (brevi impulsi) allo steady-state (accensione duratura). I motori potevano operare in automatic mode, attitude-hold mode o manual override mode. Normalmente veniva utilizzato l’automatic mode, in cui tutte le funzioni di navigazione, guida e stabilizzazione venivano gestite dal sistema di guida primario o dall’AGS (Abort Guidance System).

Lo schema dell’RCS del LM

L’attitude-hold mode era una modalità semiautomatica in cui gli astronauti utilizzavano i comandi manuali a loro disposizione per richiedere un movimento traslazione o un cambio di orientamento; il sistema di guida effettuava i calcoli necessari a determinare i motori da utilizzare e metteva poi in pratica questi calcoli per ottenere l’effetto richiesto. Tramite il DSKY era possibile specificare se i cambiamenti erano proporzionali allo spostamento dei comandi manuali (rispetto alla posizione di riposo, detta detent) oppure se lo spostamento dei comandi manuali generava un singolo impulso (senza alcuna proporzionalità allo spostamento stesso). Quando il comando manuale veniva riportato in condizione di riposo, il sistema di guida generava i comandi necessari a mantenere l’orientamento raggiunto.

Per tenere sotto controllo le performance e lo status dell’RCS, gli astronauti avevano a disposizione una serie di indicatori di pressione, temperatura e quantità, oltre ad alcuni talkback (indicatori preposti a rappresentare lo stato aperto / chiuso di alcune delle valvole del sistema) e delle spie (indicative del fatto che un determinato valore fosse andato fuori dai limiti di tolleranza). I dati che alimentavano questi indicatori erano forniti da una serie di sensori ed interruttori sparsi nel sistema RCS ed elaborati dall’Instrumentation Subsystem; i dati erano non solo mostrati sul pannello di comando ma anche inviati a Terra tramite la telemetria.

Lo schema di un serbatoio

I serbatoi di carburante ed ossidante (1 ciascuno per ogni sottosistema) erano praticamente uguali a quelli dei sistemi RCS visti nelle scorse settimane: di forma cilindrica con le estremità arrotondate, realizzate in una lega di titanio, mantenevano il loro contenuto all’interno di una vescica in teflon (scelto per la sua resistenza alla corrosione dovuta ai propellenti), attraversata da un tubo diffusore collegato alle tubature di alimentazione dei motori. L’elio, proveniente dai serbatoi del sistema di pressurizzazione, scorreva tra le pareti del serbatoio e la vescica, esercitanti una pressione che spingeva i propellenti nel tubo diffusore e da qui ai motori. Subito prima dei motori erano posizionate le valvole che impedivano il passaggio dei propellenti a meno di ricevere un comando specifico di apertura dal sistema di guida. Una volta aperte, i propellenti raggiungevano la camera di combustione tramite i rispettivi iniettori e qui, al solo contatto essendo propellenti ipergolici, prendevano fuoco.

Gli astronauti potevano disabilitare motori malfunzionanti tramite specifici interruttori posti sul pannello di controllo. I condotti di alimentazione dell’RCS erano strutturati in modo da alimentare indipendentemente i motori di un cluster a coppie. Quando si agiva su uno degli interruttori di alimentazione, l’AGC riceveva l’informazione ed era in grado di continuare a controllare il LM compensando tramite l’utilizzo degli altri motori.

Ciascuno dei 4 cluster era costituito da una struttura portante, 4 motori, 8 elementi per il riscaldamento, una serie di sensori e le tubature di alimentazione. I cluster si trovavano in posizioni diametralmente opposte ed equamente distribuite attorno all’ascent stage. La struttura portante era realizzata da tubi cavi costruiti con una lega di alluminio; un montante cavo realizzato nello stesso materiale congiungeva il cluster al resto del LM. Due motori erano montati in posizione verticale nelle parti superiore ed inferiore del cluster, mentre gli altri due erano posizionati a formare tra loro un angolo di 90 gradi in un piano orizzontale (ortogonale rispetto ai motori verticali). Ciascun cluster era avvolto da un rivestimento termico che copriva la struttura portante e le camere di combustione dei motori; l’unica parte sporgente era costituita dagli ugelli.

Lo schema di uno dei quad

I motori erano simili a quelli utilizzati sul Service Module, alimentati da propellenti ipergolici, raffreddati col principio del radiation cooling e capaci di fornire una spinta pari a circa 45 kg. Potevano garantire un funzionamento ad impulsi, della durata minima di 14 millisecondi, o erogare una spinta continua. La camera di combustione era realizzata in molibdeno, rivestito di silicone per prevenire l’ossidazione del metallo. L’ugello era fabbricato con una lega di cobalto (L605)

Il sistema di misura della quantità di propellente rimasto era costituito da una sonda di misurazione della pressione / temperatura dell’elio e da un computer analogico per ognuno dei sottosistemi. Il risultato dell’elaborazione dei dati della sonda venivano visualizzati su un indicatore con una doppia scala (una per ognuno dei sottosistemi) come percentuale rimasta nei serbatoi.

2 Risposte to “Il Reaction Control System – Lunar Module”

  1. Interessante come al solito!🙂
    Un refuso: a inizio articolo ti è scappato un “Anche nel LM i propellenti utilizzati erano iperbolici” anziché “…ipergolici”.

  2. raghnor Says:

    Grazie per i complimenti e la segnalazione. Corretto.

Lascia un commento

Inserisci i tuoi dati qui sotto o clicca su un'icona per effettuare l'accesso:

Logo WordPress.com

Stai commentando usando il tuo account WordPress.com. Chiudi sessione / Modifica )

Foto Twitter

Stai commentando usando il tuo account Twitter. Chiudi sessione / Modifica )

Foto di Facebook

Stai commentando usando il tuo account Facebook. Chiudi sessione / Modifica )

Google+ photo

Stai commentando usando il tuo account Google+. Chiudi sessione / Modifica )

Connessione a %s...