Archivio per Command Module

Il Reaction Control System – Command Module

Posted in Tecnologia with tags , on 24 marzo 2013 by raghnor

Il CM di Apollo 12 (in primo piano alcuni dei motor RCS)

Il Reaction Control System del Command Module era utilizzato solo per un breve periodo delle missioni Apollo, dopo la separazione tra il CM e il Service Module (oltre ad un eventuale utilizzo, mai verificatosi, in determinate condizioni di abort durante il lancio). Come l’RCS del SM permetteva la rotazione lungo i tre assi principali del veicolo e il controllo dell’orientamento. Era il responsabile principale del corretto orientamento del CM nel corso della prima parte del rientro in atmosfera. I suoi motori era in grado di funzionare in due modalità: ad impulsi oppure in modo continuativo.

Erano presenti in realtà due sistemi RCS indipendenti e ridondanti, chiamati System 1 e System 2: ciascuno di essi era costituito da 6 motori, serbatoi per l’elio, il carburante e l’ossidante e da un meccanismo di spurgo. I due sistemi potevano essere utilizzati insieme; uno solo di essi era comunque in grado di garantire la manovrabilità e questo era quello che accadeva solitamente.

L’operatività dell’RCS del CM era simile a quella dell’equivalente sistema del SM. Il carburante e l’ossidante erano gli stessi (monometilidrazina e tetraossido di diazoto) così come era ancora l’elio a garantire la pressurizzazione dei serbatoi. Ciascun System del CM era dotato di 1 serbatoio di elio, 1 di carburante ed 1 di ossidante.

Poiché i carburanti ipergolici potevano rappresentare un pericolo al momento dell’ammaraggio, quello che rimaneva nei serbatoi veniva disperso durante i momenti finali della discesa frenata dai paracadute principali. Dopo lo svuotamento dei serbatoi, si provvedeva anche allo spurgo dei condotti tramite l’uso dell’elio. Queste operazioni di spurgo erano gestite manualmente dall’equipaggio in condizioni normali, in modo automatico durante un abort.

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Una separazione consensuale

Posted in Tecnologia with tags , , , on 31 ottobre 2010 by raghnor

La separazione dell’SM (cliccare sull’immagine per vedere l’animazione, grazie ad Orbiter 2010!)

La separazione del SM dal CM avveniva poco prima del rientro in atmosfera (circa 25 – 30 min prima dell’ammaraggio). Subito dopo aver effettuato un controllo della posizione (tramite l’osservazione della linea dell’orizzonte) e un controllo della radio VHF, l’equipaggio attivava il programma P62 del computer, programma che notificava l’ormai prossimo distacco del SM. Il CSM eseguiva un’imbardata di 45 gradi a sinistra rispetto alla traiettoria di volo per facilitare l’allontanamento del SM ed evitare il rischio di collisione. Poichè il sistema RCS del CM non permetteva movimenti traslazionali (ma solo rotazionali), il compito di assicurare un sufficiente allontanamento tra le due parti era a carico del SM. La sequenza degli eventi durante la separazione era gestita automaticamente da due controllori ridondanti, posizionati nella parte superiore del SM. Separarsi dal SM era un compito complesso, con una lunga serie di eventi che dovevano avvenire rapidamente, nella giusta sequenza e al momento giusto per essere completato con successo.

Il SM era la sorgente primaria dell’energia, dell’ossigeno e degli altri sistemi di sostentamento per il CM e separarlo inavvertitamente troppo presto nel corso del volo avrebbe avuto ovvie conseguenze disastrose per l’equipaggio. Per questo tutto il procedimento, come altri che richiedevano la massima affidabilità, poteva essere avviato solo attivando il SECS (Sequential Events Control System). Prima della separazione l’equipaggio attivava il sistema RCS del CM, lo pressurizzava, e verificava la sua funzionalità. Dopodichè il controllo tornava all’RCS del SM.

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The Apollo Spacecraft (2) – Il Command Module (2a Parte)

Posted in Storia, Tecnologia with tags on 19 settembre 2010 by raghnor

Il CM di Apollo 11

Proseguiamo il discorso sul CM, iniziato la settimana scorsa, andando a scoprire qualche dettaglio in più di alcune sue parti.

PROTEZIONE TERMICA
Il compartimento abitabile del CM andava protetto delle condizioni estreme dell’ambiente in cui si trovava ad operare la capsula durante le missioni.
Il calore generato durante il lancio veniva assorbito principalmente dal BPC (Boost Protective Cover), una struttura in fibra di vetro ricoperta con uno strato di sughero posizionata come un guanto sopra il CM.
L’isolamento termico tra le strutture interna ed esterna, unito al controllo della temperatura fornito dall’Environmental Control System, proteggeva gli astronauti e l’equipaggiamento durante il viaggio nello spazio.
Per il rientro in atmosfera ci si affidava ad uno scudo ablativo: uno scudo realizzato con una resina fenolica epossidica, un tipo speciale di materiale plastico. Questo materiale diventava incandescente, carbonizzava e quindi si dissolveva in una maniera tale da impedire al calore di penetrare all’interno della struttura della capsula. Il CM rientrava in atmosfera con la base rivolta in avanti poichè qui si trovava lo scudo ablativo di poppa, quello più spesso. Il peso di questo scudo era di circa 1360 Kg. Lo scudo termico era prodotto dalla Aeronca Manufacturing Co., Middletown, Ohio e la copertura di materiale ablativo era prodotto e applicato dalla Avco Corp., Lowell, Massachussetts.

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The Apollo Spacecraft (1) – Il Command Module (1a Parte)

Posted in Storia, Tecnologia with tags on 12 settembre 2010 by raghnor

Con questo primo post sul Command Module inizia una piccola serie dedicata alle varie componenti dello stack Apollo. Si tratterà di una veloce carrellata sulle caratteristiche e sui sistemi principali; per evitare di scrivere post troppo lunghi (e noiosi) dovrò lasciare fuori molti dettagli che ci sarà spazio in futuro per approfondire.

Il CSM in orbita lunare

Lo stack Apollo era formato da tre parti fondamentali: il Modulo di Comando (Command Module, CM), il Modulo di Servizio (Service Module, SM) e il Modulo Lunare (Lunar Module, LM). Le prime due parti unite venivano chiamate CSM (Command & Service Module). Nella progettazione di queste tre parti venne tenuta presente la scelta fatta di utilizzare la strategia del Lunar Orbit Rendezvous (LOR) per poter completare con successo la sfida lanciata da Kennedy all’inizio degli anni 60: due capsule connesse (docked) venivano inviate verso la Luna; una di esse (il LM) si sganciava e allunava, l’altra (CSM) rimaneva ad orbitare. Completata l’esplorazione le due capsule si ricongiungevano (il rendezvous) e, dopo aver trasferito l’equipaggio, la capsula orbitante ritornava sulla Terra.

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