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

Il Piccolo Joe

Little Joe II pronto al lancio

Una volta assicuratasi il contratto per la realizzazione del CSM, la North American si trovò tra le prime attività a pianificare con gli ingegneri della NASA un piano di test relativo al LES; un piano di test che avrebbe fatto uso di modelli del CSM per eseguire test strutturali e di funzionamento del sistema di abort. Una figura chiave in questa fase fu Alan Kehlet, un ingegnere della NASA che poi passò alla North American che propose di adattare il sistema già usato per i test analoghi della Mercury: in questo caso era stato utilizzato un piccolo razzo, denominato Little Joe, dotato di un insieme di razzi a propellente solido e stabilizzato tramite semplici superfici aerodinamiche. Dopo aver valutato la possibilità di riutilizzare lo stesso razzo (con un adattatore per poter agganciarci il più grosso CSM), venne ideato un nuovo razzo, una versione ‘allargata’, il Little Joe II.

Lo scopo di questo razzo era quello di spingere un modello (boilerplate) del CSM lungo una traiettoria con le caratteristiche di velocità e altitudine raggiunte dal Saturn V nei primi minuti del lancio e verificare che il comportamento del LES fosse quello desiderato. Con questo sistema i test risultarono semplici e poco costosi. Nel Maggio 1962 la Convair Division della General Dynamics venne scelta per costruire il Little Joe II. La produzione del primo esemplare iniziò nell’Agosto dello stesso anno. A Luglio del 1963 il primo razzo veniva consegnato alla NASA.

A parte il nome c’era ben poco in comune tra i due Little Joe: il secondo della specie aveva superfici aerodinamiche diverse, un corpo corrugato e la capacità (sfruttata nel corso dei test) di poter utilizzare un proprio sistema di guida. Entrambi fecero uso di un gruppo (cluster) di motori a propellente solido che potevano essere utilizzati in diverse configurazioni.

Il programma venne condotto sotto la direzione del Manned Spacecraft Center (l’attuale Johnson Space Center) a Houston, Texas con la partecipazione dei due principali fornitori, la Convair e la North American. Il White Sands Missile Range nel New Mexico fu il luogo dove venne realizzato il programma di test: tra i servizi offerti da questo poligono c’erano il tracciamento con telecamere e radar dei lanci, la telemetria e la visualizzazione dei dati in tempo reale, un team dedicato alle operazioni di recupero e la sicurezza data dal totale isolamento in mezzo al deserto.

The Moon Rocket (8) – Gli Abort Mode

Torno ad occuparmi del Moon Rocket con questo post. E lo faccio per parlare di un argomento che non era stato coperto allora: le diverse modalità di interruzione d’emergenza del lancio, per dirla in inglese gli Abort Mode.

Un test del LES

La NASA pose una grande attenzione affinchè il volo del Saturn V fosse il più sicuro possibile ed esistesse sempre un modo di sfuggire ad eventi catastrofici durante il lancio: in fondo, al contrario del’equivalente russo, il programma Apollo si svolse interamente sotto la luce dei riflettori e non in qualche anonima base militare come quelle in cui molti piloti collaudatori, colleghi degli astronauti, erano morti nei test degli aerei. Una qualsiasi perdita umana avrebbe avuto un grossi impatto sul programma, come tragicamente dimostrato dal rogo di Apollo 1.

Esistevano diversi Abort Mode a seconda del momento del lancio. La notifica del passaggio da una modalità all’altra era una delle poche comunicazioni tra il MOCR e gli astronauti nei primi minuti del lancio.

In ognuno degli Abort Mode che prevedevano l’ammaraggio del CM, una procedura automatica provvedeva ad aprire i paracadute per l’alta velocità (detti anche paracadute guida o drogue parachutes), rilasciarli in un secondo momento per dispiegare i paracadute principali e svuotare i serbatoi del propellente del CM che erano altamente tossici e potevano essere un rischio per i sommozzatori impegnati nelle operazioni di recupero.

The Moon Rocket (6) – L’SLA e il LES

Con questo post concludo la descrizione delle varie parti (CSM e LM esclusi) del Saturn V. Oggi mi occuperò del LES (Launch Escape System) e dell’SLA (Spacecraft Lunar Module Adapter).

LES

LES - Schema Tecnico

Attaccato alla punta del CM si trovava una struttura tubolare a sostegno di una torretta sottile (a forma di matita) che comprendeva un potente razzo con carburante solido. Si trattava del LES. Il suo scopo era quello di spingere lontano dal razzo il CM (e l’equipaggio a bordo di esso) in una situazione di emergenza (un incendio sulla rampa di lancio, l’esplosione del razzo o il razzo fuori controllo).
Il LES si poteva attivare automaticamente o tramite comando manuale (durante il lancio, la cloche del controllo traslazionale del CSM veniva impugnato dal CDR che poteva agire su di esso attivando la procedura di abort immediato), provocando l’accensione del motore e aprendo un sistema di canard in modo da allontanare il CM dal razzo (e dalla sua traiettoria). Il LES veniva poi scartato e il CM tornava a terra sfruttando il suo sistema di paracadute. Nel caso in cui l’emergenza si fosse verificata mentre il razzo era fermo sulla rampa di lancio, il LES doveva garantire che il CM raggiungesse una altitudine sufficiente per utilizzare i paracadute.

Lunghezza Totale:	10.2 m
Diametro:	0.66 m
Peso complessivo:	4,170 kg
Spinta:	689 kN (70 Ton)

I principali componenti del LES erano:
– Nose Cone con la Q-Ball: la parte superiore del LES con i sensori di pressione aereodinamica (la Q-Ball) utilizzati per determinare l’angolo di attacco, la velocità dell’aria e l’orientamento del razzo. I dati raccolti venivano poi inviati al CM e al sistema di guida del LES. La Q-Ball era molto sensibile per cui rimaneva coperta fino a pochi secondi prima del lancio
– Canard Assembly e Pitch Motor: queste due parti collaboravano nell’allontanare nella direzione corretta il CM dal razzo (lontano dal launch pad in caso di emergenza a terra oppure dalla traiettoria del razzo in caso di emergenza in volo). Il canard era un insieme di superfici aereodinamiche studiate per garantire che il modulo di comando assumesse un orientamento ben preciso (necessario per la corretta apertura dei paracadute)
– Tower Jettison Motor: il motore utilizzato per espellere il LES quando il suo compito era finito (in caso di emergenza) o quando non era più necessario (in caso di volo regolare)
– Launch Escape Motor: il motore a combustibile solido (con 4 ugelli) responsabile di fornire la effettiva spinta per allontanare il CM. Veniva acceso per soli 8 secondi, producendo una spinta di circa 70 Tonnellate ed una accelerazione oltre i 7g
– Launch Escape Tower: la struttura tubolare che supportava il Launch Escape Engine e lo teneva agganciato al CM

Little Joe II

– Boost Protective Cover (BPC): una copertura conica che proteggeva il CM durante le fasi del decollo. Era progettato per proteggere lo scudo termico frontale del CM e i suoi oblò durante la fase iniziale dell’ascesa. Ovviamente serviva anche per proteggere il CM dagli scarichi del Launch Escape Motor (in caso di abort)
Fortunatamente il LES non è mai stato utilizzato nel corso di una missione Apollo. Il sistema venne però collaudato con una serie di lanci appositi che utilizzavano dei mockup (delle riproduzioni fedeli riempite di sensori vari) del CM e un piccolo razzo a caburante solido denominato Little Joe II (la prima serie venne usata per collaudare il LES delle capsule Mercury).

SLA

SLA - Schema Tecnico

Lo Spacecraft Lunar Module Adapter era una struttura tronco-conica che sosteneva il SM sopra l’S-IVB. Proteggeva inoltre il LM, l’ugello dell’SPS (Service Propulsion System, il motore del CSM), l’antenna ad alto guadagno direzionabile del CSM e il collegamento (tramite una connessione ombelicale) tra Saturn V e SM durante il lancio e l’attraversamento dell’atmosfera.
L’SLA era composto da 4 panelli fissi lungi 2,1 metri imbullonati alla parte superiore della IU, connessi tramite cerniere a 4 pannelli lungi 6,4 metri che si aprivano come i petali di un fiore.

Altezza:	8.5 m
Diametro alla Sommità:	3.9 m (dal lato del Service Module)
Diametro alla Base:	6.6 m (dal lato dell’S-IVB)
Peso:	1,837 kg
Volume Totale:	190 m³
Volume Utilizzabile:	140 m³

I pannelli erano una struttura in alluminio ad alveare spessa 42.5 mm. L’esterno dei panneli era ricoperto di un sottile strato (1-5 mm) di sughero dipinto di bianco per minimizzare lo stress termico durante il lancio e l’ascesa.
La parte superiore dell’SLA era imbullonata al SM e una connessione ombelicale forniva i segnali di comando e l’elettricità al sistema ridondante di cariche pirotecniche necessarie per separare il CSM dall’S-IVB alla pressione del pulsante ‘CSM/LV Sep’ sul pannello di controllo.

L'SLA di Apollo 7

Originariamente era previsto che i 4 petali dell’SLA restassero attaccati all’S-IVB; ma durante la missione Apollo 7 la mancata apertura ad un angolo superiore a 45° di uno dei segmenti convinse la NASA della necessità di un distacco totale (per evitare rischi di collisione tra i pannelli e il CSM durante la manovra di aggangio del LM). Alcune molle fornivano una spinta propulsiva ai pannelli (allontanandoli dall’S-IVB ad una velocità di circa 8 Km/h).
Il LM era ancorato in 4 punti ai pannelli fissi dell’SLA. In seguito alla separazione del CSM e all’aggancio con il modulo lunare, piccole cariche esplosive facevano saltare i bulloni e una ghigliottina tagliava il collegamento ombelicale tra LM e IU.

The Moon Rocket
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