Основная система наведения, навигации и управления Apollo ( PGNCS , произносится как пингс ) была автономной инерциальной системой наведения , которая позволяла космическим кораблям Apollo выполнять свои миссии, когда связь с Землей прерывалась, как и ожидалось, когда космический корабль находился за Луной, или в случае сбоя связи. Командный модуль Apollo (CM) и лунный модуль (LM) были оснащены версией PGNCS. PGNCS, и в частности ее компьютер, также были командным центром для всех системных входов от LM, включая оптический телескоп выравнивания, радиолокационную систему, ручные входы устройства перевода и вращения, поступающие от астронавтов, а также другие входы от систем LM.
PGNCS была разработана Лабораторией приборостроения Массачусетского технологического института под руководством Чарльза Старка Дрейпера (позже Лаборатория приборостроения была названа в его честь). Главным подрядчиком PGNCS и производителем инерциального измерительного блока (IMU) было подразделение Delco компании General Motors . PGNCS состояла из следующих компонентов:
CM и LM использовали один и тот же компьютер, инерциальную платформу и решатели. Главным отличием был оптический блок. Навигационная база также была разной для каждого космического корабля, что отражало различную геометрию монтажа. Радар сближения LM также был подключен к его навигационной базе.
Существовало две версии PGNCS — Block I и Block II — соответствующие двум поколениям CM. После пожара Apollo 1 , который произошел в CM Block I, NASA приняло решение, что в дальнейших пилотируемых миссиях Block I не будет использоваться, хотя в беспилотных миссиях он использовался. Основные различия между Block I и Block II PGNCS включали замену электромеханических преобразователей на полностью электронную конструкцию и замену навигационной базы Block I, которая была изготовлена из бериллия , на раму, изготовленную из алюминиевых трубок, заполненных полиуретановой пеной. Навигационные базы Block II были легче, дешевле и столь же жесткими.
Другим важным отличием между блоком I и блоком II была ремонтопригодность. Первоначальная цель программы «Аполлон» состояла в том, чтобы астронавты могли ремонтировать электронику. Соответственно, блок 1 PNGCS был разработан со множеством идентичных модулей, которые при необходимости можно было заменить запасными в полете. Однако условия высокой влажности внутри отсеков экипажа и несчастные случаи при обращении с жидкостями организма во время миссии «Джемини-7» сделали наличие негерметичных электрических соединений нежелательным. Цель ремонтопригодности была устранена в блоке II, и все блоки и электрические соединения были загерметизированы. [1] Роковой пожар на «Аполлоне-1» усилил эту обеспокоенность.
IMU был подвешен на трех осях. Самая внутренняя часть, устойчивый элемент (SM), представлял собой 6-дюймовый бериллиевый куб с тремя гироскопами и тремя акселерометрами, установленными в нем. Контуры обратной связи использовали сигналы от гироскопов посредством резольверов для управления двигателями на каждой оси. Эта сервосистема удерживала устойчивый элемент неподвижным относительно инерциального пространства . Затем сигналы от акселерометров были интегрированы для отслеживания скорости и положения космического корабля. IMU был получен из системы наведения, разработанной Дрейпером для ракеты Polaris .
Инерциальные системы наведения несовершенны, и система Аполлон дрейфовала примерно на один миллирадиан в час. Таким образом, было необходимо периодически перенастраивать инерциальную платформу, ориентируясь по звездам.
Оптический блок CM имел точный секстант (SXT), закрепленный на раме IMU, который мог измерять углы между звездами и ориентирами Земли или Луны или горизонтом. Он имел две линии визирования, 28-кратное увеличение и поле зрения 1,8°. Оптический блок также включал сканирующий телескоп (SCT) с малым увеличением и широким полем зрения (60°) для наблюдения за звездами. Оптический блок мог использоваться для определения положения и ориентации CM в пространстве.
Вместо этого LM имел выравнивающий оптический телескоп (AOT), по сути перископ. Внешним элементом AOT была призма с солнцезащитным экраном, которая могла вращаться в одно из шести фиксированных положений относительно LM, чтобы охватить большую часть лунного неба. Каждое положение имело поле зрения 60°. При вращении положение AOT считывалось AGC; наводя сетку на две разные звезды, компьютер мог определить ориентацию корабля. [2]
Пилот командного модуля «Аполлона-11» Майкл Коллинз отметил, что видимость через оптику была неудовлетворительной, и при определенных условиях освещения было трудно что-либо разглядеть.
Солнцезащитный козырек был добавлен в конце программы, в 1967 году, после того как испытания и моделирование определили, что астронавты могут не увидеть звезды на поверхности Луны из-за прямого солнечного света или света, рассеянного близлежащими частями ЛМ, падающими на внешнюю призму. Добавление солнцезащитного козырька также позволило увеличить количество позиций обзора с трех до шести. [1] : стр. 41 и далее
Бортовое программное обеспечение наведения использовало фильтр Калмана для объединения новых данных с прошлыми измерениями положения для получения оптимальной оценки положения космического корабля. Ключевой информацией было преобразование координат между стабильным членом IMU и опорной системой координат. На жаргоне программы Apollo эта матрица была известна как REFSMMAT (для «Reference to Stable Member Matrix»). Использовались две опорные системы координат в зависимости от фазы миссии: одна с центром на Земле, а другая с центром на Луне.
Несмотря на слово «первичный» в названии, данные PGNCS не были основным источником навигационной информации. Данные слежения из Deep Space Network NASA обрабатывались компьютерами в Центре управления полетами с использованием алгоритмов наименьших квадратов . Полученные оценки положения и скорости были точнее, чем те, которые выдавались PGNCS. В результате астронавтам периодически предоставлялись обновления вектора состояния для ввода в AGC на основе наземных данных. PGNCS по-прежнему были необходимы для поддержания ориентации космического корабля, для управления ракетами во время маневрирования, включая посадку на Луну и взлет, и как основной источник навигационных данных во время запланированных и неожиданных отключений связи. PGNCS также обеспечивал проверку наземных данных.
Лунный модуль имел третье средство навигации, систему аварийного прекращения полета (AGS), разработанную TRW . Она должна была использоваться в случае отказа PGNCS. AGS могла использоваться для взлета с Луны и для встречи с командным модулем, но не для посадки. Во время миссии Apollo 13 , после самого критического сгорания вблизи Луны, AGS использовалась вместо PGNCS, поскольку она требовала меньше электроэнергии и охлаждающей воды.
Во время миссии Аполлон-11 два сигнала тревоги PGNCS (1201 «Нет доступных зон VAC» и 1202 «Исполнительная тревога, нет основных наборов») были переданы в центр управления полетами, когда 20 июля 1969 года была предпринята попытка первой посадки на Луну. Перегрузка компьютерной системы была вызвана одновременным захватом данных радара посадки и данных радара сближения. Вспомогательный персонал в центре управления полетами пришел к выводу, что сигналы тревоги можно было безопасно игнорировать, и посадка прошла успешно. [3] [4]