Il Sequential Events Control Subsystem

Il Master Events Sequencer Controller (MESC)
(da Spaceaholic.com)

Nel corso di una missione Apollo c’erano diversi momenti in cui era richiesta l’esecuzione di procedure costituite da molteplici passi, passi da eseguire in tempi brevi e nell’ordine corretto. Pensate ad esempio alle mai utilizzate manovre di abort durante il lancio del Saturn V o alla separazione del Command Module dal Service Module poco prima del rientro in atmosfera. Proprio queste due manovre erano tra quelle gestite dal Sequential Events Control System(SECS).

Il Sequential Events Control System (SECS) era il sottosistema dei veicoli Apollo che controllava la sequenza delle funzioni da eseguire nelle seguenti manovre:

  • Lo sganciamento manuale del Launch Escape System (LES) dopo la separazione del primo stadio S-IC: questa manovra era la procedura standard nel corso di un lancio regolare
  • Ognuna delle modalità di abort durante il lancio del Saturn V: il SECS si occupava di gestire l’utilizzo del Launch Escape System (LES) nel caso fosse necessario eseguire un abort per salvare gli astronauti (durante il lancio o nell’ultimo periodo sulla rampa di lancio) fino alla separazione di cui al punto precedente

Lo schema del SECS

  • L’apertura dello Spacecraft/Lunar Excursion Module/Adapter (SLA) e la separazione del CSM dal terzo stadio S-IVB: la regolare separazione tra CSM e S-IVB prevedeva l’apertura dell’SLA e veniva controllata dal SECS dopo l’attivazione manuale della manovra stessa (tramite uno degli interruttori posti sul pannello di controllo del CM). Tale manovra poco dopo la TLI (per le missioni lunari). L’apertura poteva anche avvenire in caso di abort dopo il rilascio del LES (gli abort in cui si utilizzava l’intero CSM per sfuggire al razzo)

  • La separazione Command Module / Service Module: questa separazione avviene poco prima del rientro in atmosfera oppure conseguentemente ad un abort. La separazione richiedeva di tagliare tutte le connessioni tra i due componenti del veicolo, il trasferimento dell’alimentazione alle batterie del CM e l’accensione dei motori RCS del SM per incrementare la distanza tra i due oggetti

  • Le fasi finali del rientro in atmosfera: l’Earth Landing System (ELS) veniva controllato dal SECS per l’esecuzione di tutte le manovre relative alle fasi del rientro dal rilascio dello scudo ablativo frontale del CM, al dispiegamento dei paracadute fino alla dispersione del carburante residuo dell’RCS

Il SECS veniva attivato approssimativamente un’ora prima del lancio e rimaneva alimentato, in condizioni normali, fino alla separazione del CSM dall’S-IVB. Veniva poi riattivato nuovamente per la gestione della separazione CM/SM prima del rientro, fino al rilascio dei paracadute principali dopo l’ammaraggio.

L’interno del MESC
(da Spaceaholic.com)

Il SECS era in realtà l’unione di una serie di componenti: il principale era il MESC, Master Event Sequence Controller, che come si intuisce dal nome era il controllollor principale. Gli altri erano il SM Jettison Controller (SMJC), il CM Reaction Control System (RCS) Controller (RCSC), e l’Earth Landing Sequence Controller (ELSC). I nomi sono abbastanza autoesplicativi delle loro funzioni. I controllori facevano riferimento ad una serie di relay, timer e interruttori barometrici per controllare la sequenza degli eventi in modo che si verificassero ad un tempo e/o ad una latitudine specifica. Il MESC interagiva anche con il Translation Controller (la “manopola” che controllava i movimenti traslazioni del CSM, tramite i motori RCS), posizionato accanto al sedile del CDR (ad esempio per attivar manualmente un abort).

Il SECS, per motivi di ridondanza, era costituito da due sistemi gemelli, i Sistemi “A” e “B”.

La posizione di alcuni elementi del
SECS (da Spaceaholic.com)

Il SECS era alimentato esclusivamente in corrente continua, fornita principalmente dalle 5 batterie a bordo del CM. Solo l’RCSC era collegato alle celle a combustibile tramite il Main DC Bus (il canale in corrente continua principale del CSM) per poter pilotare i motori RCS. Le tre batterie identificate con le lettere A e B e C fornivano l’alimentazione ai Sistemi A e B del SECS. Queste erano batterie ricaricabili durante il volo. Le altre 2 batterie alimentavano il sistema di gestione delle cariche esplosive (Pyro) e non erano ricaricabili durante il volo. Il SECS utilizzava altre due batterie nel SM per alimentare l’SMJC dopo la separazione regolare dal CM, prima del rientro. Queste batterie non erano ricaricabili.

La posizione del SMJC
(da Spaceaholic.com)

Il controllo sull’operato del Sequential Events Control System era esercitato tramite alcuni elementi del pannello principale del CM, elementi posizionati in ordine più o meno sparso nelle varie sezioni. Si pensi agli interruttori che controllavano la separazione CM-SM o quello di apertura dell’SLA.

I componenti del SECS non erano accessibili direttamente per l’equipaggio, che quindi non poteva effettuare interventi di manutenzione durante il volo. Era quindi fondamentale che i processi di controllo qualità e l’affidabilità dei componenti fossero ai massimi livelli. La foto che vedete qui sopra dell’interno del MESC vi mostra l’enorme quantità di resina Dow Corning RTV in cui era annegata la circuiteria per proteggerli da vibrazioni e da possibili danni.

Inoltre come abbiamo visto il SECS era in realtà costituito da due sistemi ridondanti con numerosi collegamenti incrociati, per permettere sia di lavorare in parallelo che, in caso di problemi ad uno dei due, singolarmente senza compromettere la missione.

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