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Copertura in miglia delle stazioni DISF (dal 24.12.1963 DSN) per le missioni Ranger.

Anche per le missioni Ranger vennero utilizzata una MTS [Mobile Tracking Station, ‘‘Stazione Mobile di Inseguimento’’)] Durante la missione di Pioneer-4 nel 1959, questa stazione era posta nell'isola caraibica di Portorico. Poi il JPL decise di smontarla, aggiornarla e posizionarla vicino all'antenna di Hartebeesthoek. Questa stazione (DISF-59) aveva un'antenna inclinabile dal diametro di 3,048 metri. Il suo scopo era quello di ottenere dati sullo spostamento Doppler a due vie e sulla posizione angolare della navicella. Il segnale trasmesso dall'antenna aveva una potenza di 25 W. Infine l'MTS non poteva né inviare comandi e né ricevere la telemetria. Come ulteriore supporto alle missioni interplanetarie, quindi anche lunari, furono usate due stazioni "portatili" (della dimensione di in una valigetta). Il loro scopo era quello di ricevere la telemetria. Questi impianti mobili furono posti nella collina vicino a DISF-51 e nell'aeroporto del Madagascar.

Infine come ulteriore supporto venne usata la stazione di monitoraggio di Cape Canaveral (DISF-0 poi DISF-71). Questa stazione aveva un'antenna dal diametro di 1,83 metri e poteva ricevere sui 960 MHz la telemetria in tempo reale. Inoltre aveva un trasmettitore da 25 W per un ‘‘controllo finale’’ [checkout] della navicella prima del lancio. Infine la stazione era capace di tracciare la navicella dal lancio finché non superava l'orizzonte locale. Tutti i dati telemetrici venivano poi inviati al JPL per via telefonica.

Praticamente i complessi di Woomera e Johannesburg erano quasi uguali all'Echo Station di Goldstone: stessa potenza del segnale trasmesso (200 W però senza trasmettitore di riserva), stesso diametro dell'antenna (26,5 metri), stessa velocità d'inclinazione su entrambi gli assi per la parabola (0,7 gradi/secondo). Infine tutte le stazioni utilizzavano cinque GM (Ground Mode, modalità Terra). Queste modalità di funzionamento erano:

• GM-0 (solo trasmissione, no ricezione);

• GM-1 (spostamento Doppler "ad una via", solo ricezione);

• GM-2 (spostamento Doppler "a due vie" in una stazione, trasmissione/ricezione);

• GM-3 (spostamento Doppler "a due vie", due stazioni in modalità non coerente cioè solo ricezione);

• GM-4 (spostamento Doppler "a due vie", due stazioni in modalità coerente cioè solo ricezione con il segnale di riferimento proveniente dalla stazione trasmittente);

• GM-5 (nessun dato sullo spostamento Doppler, solo ricezione).

Nell'Ottobre 1963 nell'edificio 230 del JPL di Pasadena fu inaugurato l'SFOF [Space Flight Operations Facility, ‘‘Costruzione per le Operazioni di Volo Spaziale’’]. Questo centro di controllo decideva quali comandi inviare alle sonde interplanetarie della Nasa. Allora i collegamenti con le stazioni DISF avvenivano tramite telescrivente. Per sicurezza, le informazioni sui comandi erano trasmesse per tre volte alla stazione che doveva poi inviarli. Dopo seguiva una verifica con una chiamata telefonica. L'equipaggiamento di comando e controllo di ogni stazione capace di inviare comandi aveva un'unità RWW [Read-Write-Verify, ‘‘Lettura-Scrittura-Verifica’’]. In questo modo si potevano ripetere i comandi trasmessi e confermarne l'esecuzione. In pratica, il sistema leggeva e verificava il messaggio dalla telescrivente, trasformava il comando in un segnale per la radio trasmissione e monitorava il segnale trasmesso bit per bit. Se qualche valore digitale si rilevava non corretto, la trasmissione veniva automaticamente fermata.

In ogni stazione DISF l'equipaggiamento di tracciamento e trattamento dati registrava i parametri più importanti della sonda: la posizione dell'antenna principale, le misurazioni Doppler, la distanza e il riferimento temporale. Queste informazioni venivano poi inviate al SFOF via telescrivente. Invece la telemetria e i dati scientifici erano registrati su nastro magnetico, a disposizione anche del centro della Nasa responsabile del progetto. Di solito i dati digitali venivano visualizzati su schermi speciali. Invece i segnali analogici erano registrati da oscillografi che producevano una forma visibile dei segnali elettrici. Se la quantità dei dati [data] era notevole, allora venivano memorizzati nei calcolatori delle stazioni DISF; poi erano trasmessi al SFOF con le linee ad alta velocità.

DEEP SPACE NETWORK

Il 24 Dicembre 1963 William Pickering, direttore del JPL, annunciò la costituzione del DSN [Deep Space Network, ‘‘Rete per Spazio Profondo’’]. Quindi le stazioni DISF allora esistenti — Goldstone, Johannesburg, Woomera — diventarono elementi del DSN: Woomera assunse la denominazione di DSS-41 (Deep Space Station). L'antenna e l'MTS di Johannesburg diventarono rispettivamente DSS-51 e DSS-59. Anche la Pioneer e Echo Station vennero rispettivamente denominate DSS-11 e DSS-12. Infine l'Atlantic Missile Range Station di Cape Canaveral fu rinominata sia DSS-71 che “Spacecraft Monitoring Station”.

Il complesso di Goldstone usufruiva di due circuiti ad alta velocità per la trasmissione dei dati digitali al SFOF (distante circa 160 km in linea d'aria). Le telescriventi potevano trasmettere alle velocità di 60 e 1000 word da 30 bit al minuto. Invece sulle linee ad alta velocità i calcolatori di Goldstone potevano "parlare" con quelli di Pasadena alle velocità di 600, 1200, 4400 bit al secondo (rispettivamente 1200, 2400, 8800 word al minuto). Il centro di comando del complesso di Goldstone era situato nell'Echo Station. I complessi di Woomera e Johannesburg comunicavano fra loro, con Goldstone e l'SFOF usando telefoni e telescriventi organizzati nel DSN Ground Communication System. In particolare, la trasmissione dei dati digitali con l'SFOF avveniva grazie ad una telescrivente ad alta velocità che utilizzava un cavo cablato.

Woomera e Johannesburg poteva "dialogare" con l'SFOF alla velocità di 600, 1200, 4400 bit al secondo (rispettivamente 1200, 2400, 8800 word al minuto). Invece le altre telescriventi trasmettevano alla velocità di 60 word al minuto. Ricapitolando, questi due complessi (anche quella australiano di Tidbinbilla, che poi affiancherà e supererà Woomera) avevano: tre circuiti a telescriventi full-duplex, un circuito per la trasmissione dati ad alta velocità e due circuiti a voce.

LE PRIME DUE MISSIONI RANGER

Le due sonde della prima serie (la “Block I”) dovevano servire a valutare da un punto di vista ingegneristico sia la stabilizzazione d'assetto su tre assi, che la tecnica dell'orbita di parcheggio.

Le tre successive sonde sarebbero state del tipo “Block II”, cioè dotate di: telecamera, magnetometro, spettrometro a raggi gamma, altimetro radar e capsula strumentale. Il piano della missione era complesso e ambizioso: inserimento in orbita terrestre di parcheggio, seconda accensione dello stadio Agena per imboccare la traiettoria verso la Luna, separazione dallo stadio di fuga, dispiegamento/orientamento dell'LGA e dei pannelli solari, manovra di correzione della traiettoria, manovra per orientare la telecamera e conseguente ricognizione fotografica. Poi la sonda avrebbe sganciato, dai 300 metri di quota e alla velocità di 200 km/h, una piccola capsula munita di un trasmettitore funzionante per 30 giorni. Infine la sonda si sarebbe schiantata sulla superficie selenica.

Alle 20:50 del 23 Aprile, Ranger-4 decollò sospinto dal solito Atlas–Agena B. Però alle 21:13, quando si stabilì il contatto con la sonda, ci fu una spiacevole sorpresa: il transponder stava trasmettendo sulla corretta frequenza, ma non c'era alcuna traccia di telemetria! Probabilmente un guasto all'alimentazione del CC&S aveva bloccato l'"orologio di bordo" (il master clock). Così i sottosistemi e le loro l'attività — sia memorizzate che attivabili dietro comando — rimasero inesorabilmente bloccate. La navicella fu comunque seguita attraverso i segnali emessi dal trasmettitore da 50 mW posto nel minilander. Nemmeno a farlo apposta, il lancio era stato così perfetto che la sonda avrebbe impattato la Luna anche senza la manovra di aggiustamento della traiettoria. Alle 12:47:50 del 26 il veicolo spaziale scomparve dietro la Luna. Circa due minuti dopo (12:49:53), Ranger-4 si schiantò alla velocità di 9.600 km/h sulla faccia nascosta alle coordinate 15°30’ sud e 130°42’ ovest.

Visti i fallimenti, venne aperta un'inchiesta sui fallimenti delle sonde del tipo “Block II”. Risultò che questi veicoli spaziali avevano pochi sistemi duplicati. Per di più la procedura di sterilizzazione (24 ore in un'atmosfera di ossido di etilene a 125 °C) poteva danneggiare o rendere fragili le guaine dei fili elettrici.

La Nasa già a metà 1961 aveva avviato la definizione della missione “Block III”. L'obiettivo era ottenere fotografie ad alta risoluzione della superficie lunare. Queste immagini sarebbero state importanti sia per il programma di atterraggio lunare con equipaggio (Apollo) che per il programma scientifico spaziale (le sonde Mariner). La nuova serie divenne una diretta estensione della fallimentare “Block II”; ci sarebbe stata un'unica variazione del "carico": basta minilander. Comunque furono apportati delle importanti innovazioni: pannelli solari rettangolari e indipendenti, più ridondanza nei sistemi di bordo e nessuna procedura di sterilizzazione. La nuova missione fu rivista nel Dicembre 1962. Praticamente l'unico obiettivo, meno grandioso e più pratico, fu quello di riprendere moltissime immagini da varie telecamere durante l'inesorabile caduta verso il suolo lunare, arrivando fino alla ripresa della superficie con una risoluzione di qualche metro.

1964 ▪ Alle 15:49:09 del 30 Gennaio, decollò Ranger-6 (prima sonda “Block III”) con un razzo Atlas–Agena B. Il lancio fu quasi perfetto, eccetto il fatto che la telemetria segnalò l'accensione delle telecamere per 67’’ dalle 15:51:29 (2’ e 20’’ dopo il decollo). Naturalmente nel lancio venne accumulato un errore di traiettoria che avrebbe fatto mancare la Luna di 797 km. Così il 31 Gennaio fu attuata una manovra (durata: 67’’; ∆v = 5,81 m/s) da parte del propulsore di bordo. L'impatto nel grande Mare della Tranquillità era assicurato. Alle 09:09 del 2 Febbraio, alla distanza di 2076 km dalla Luna (che si avvicinava a 2,5 km/s cioè 7193 km/h), vennero attivate le telecamere; ma... arrivò solo statica (cioè la "griglia" e basta!). Furono attuate tutte le procedure ed i comandi di emergenza, ma non servì a nulla. Alle 09:24:32 Ranger-6 si schiantò alla velocità di 9568 km/h ai 9,39° sud e 21,51° est lunari senza aver trasmesso nemmeno un'immagine!

Fu un grave colpo per la Nasa, reso ancora più duro per aver fallito miseramente sul più bello (addirittura in diretta televisiva nazionale). Il lancio di Ranger-7 venne così sospeso in attesa dell'indagine interna. Dall'analisi della telemetria durante il lancio, si scoprì che un segnale elettrico aveva acceso le telecamere 0,5’’ dopo la separazione dei sovralimentatori (booster) dello stadio Atlas. L'unico sistema d'alimentazione delle due catene di telecamere era andato in corto perché il razzo si trovava ancora negli strati bassi (e densi) dell'atmosfera. Probabilmente i gas caldi o le scintille (che si scaturirono dalla separazione dei booster) avevano generato il segnale elettrico fatale. Il rapporto dell'inchiesta, rilasciato il 17 Marzo, concluse che era altamente sconsigliabile avere un circuito di alimentazione unico per tutte le telecamere. Infatti se non veniva ottenuta la ricognizione fotografica ad alta risoluzione, sarebbe fallito il solo vero obiettivo della missione. Fra le varie modifiche apportate, la temperatura media all'interno della "torre" fu ridotta a 11 °C.

Una copia del Ranger-7 esposta nella galleria “Milestones of flight” del  National Air and Space Museum.

a) Il luogo d'impatto doveva avere all'arrivo delle condizioni di luminosità adatte. I migliori risultati si sarebbero avuti per un angolo luce solare–superficie lunare di 50-80 gradi;

b) era preferibile allunare non lontano dall'Equatore per compatibilità con il programma Apollo;

c) se non fosse stato possibile impattare sulla zona prevista, allora era consigliabile sfruttare al massimo una ricognizione fotografica di porzioni inedite della Luna. In questo caso si sarebbe optato per un fly-by dal lato ovest.

Le costrizioni da rispettare per imboccare la giusta traiettoria verso la Luna. NB: mi.= miglia; mph = miglia/ora.

a) La dimensione della manovra correttiva non poteva superare il limite massimo disponibile;

b) l'angolo Terra–sonda–"limbo lunare" non doveva scendere sotto i 15°, altrimenti si sarebbe "persa" la Terra;

c) era consigliabile regolare il tempo di volo in modo appropriato. In particolare, il timer di bordo doveva attivarsi non prima di 45’ e ne dopo 5’ all'impatto sulla superficie lunare;

d) l'angolo dell'asse di rotazione della sonda, rispetto alla linea sonda-Terra, non doveva essere inferiore a 40° durante la manovra di correzione della traiettoria. Se questo non fosse successo c'era il rischio di perdere il collegamento con la sonda durante questa fase critica della missione;

e) era consigliabile che la manovra di correzione e le fasi finali della missione cadessero durante la copertura da parte del complesso di Goldstone;

f) nella sequenza terminale della manovra di correzione la rotazione di ‘‘beccheggio’’ [pitch] non doveva essere minore di -47° e non superiore a +55° rispetto all'asse di rotazione.

DESCRIZIONE DELLA SONDA

Finché i due pannelli solari non erano in grado di funzionare era necessario attingere alle batterie. Secondi i calcoli, nella missione nominale sarebbe stata utilizzata non più del 20% della capacità elettrica stipata nelle batterie. Ognuno dei pannelli (indicati come + x o - x rispettivamente se a destra o sinistra della "torre") aveva 4896 celle al silicio e misurava: 73,9 x 153,7 cm. Questo dispositivo di produzione energetica era diviso in tre segmenti elettricamente isolati. In questo modo, un cortocircuito ad un segmento avrebbe lasciato il resto del pannello funzionante. Inoltre un'avaria ad un pannello non avrebbe portato conseguenza all'altro. La superficie utile dei pannelli era di 2,27 m² e la conseguente produzione energetica era di 200 W (la metà per ogni pannello). L'acquisizione del Sole, cioè il dispiegamento dei pannelli e il loro corretto funzionamento, sarebbero automaticamente avvenuti 60 ± 2 minuti dopo la separazione. Infatti nel malaugurato caso di una mancanza del comando da parte del CC&S, avrebbe provveduto un ‘‘temporizzatore’’ [timer] idraulico.

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Diagramma a blocchi del sistema per le telecomunicazioni.

Al sottosistema telemetrico era riservato una banda ampia 0,16 MHz (160 kHz) centrata rispetto alla frequenza di downlink sui 960,05 MHz. Per la telemetria venivano usati due processori (uno a 15 punti per la "catena"-F e uno a 90 punti per la "catena"-P). Il sistema telemetrico a 15 punti campionava valore analogici al ritmo di 1 punto/secondo. Nella "modalità di viaggio" l'uscita di questo ‘‘commutatore’’ [switch] passava per un canale specifico, denominato “channel 8”. Questo particolare dispositivo era controllato da un VCO [Voltage-Controlled Oscillator, ‘‘Oscillatore Controllato in Tensione’’] che aveva una frequenza centrale pari al 1/48 del segnale trasmesso). Durante la "modalità terminale" veniva attivato il ‘‘campionamento’’ [sampling] a 90 punti, che forniva un'ampia varietà di misurazioni ingegneristiche sulle telecamere P. Il ritmo di raccolta delle misurazioni era di tre punti/secondo. In totale il sottosistema telemetrico "riforniva" dieci canali con 110 misurazioni diverse. Quindi c'erano cinque misurazioni sullo stato e le prestazioni di altri sottosistemi: la pressione e temperatura nei serbatoi dell'azoto compresso, la posizione dell'HGA, la temperatura nei moduli 5 e 6.

Uno schema tecnico della navicella vista dall'alto.

Il calcolatore di bordo faceva in modo che il propulsore di bordo si spegnesse al momento fissato. Il valore del Δv era misurato con un accelerometro lineare in combinazione con un integratore. Dato che un computer già stava nell'unità CC&S ed il valore dell'incremento tachimetrico era trasmesso digitalmente da Terra, serviva proprio un sottosistema accelerometro. Questo dispositivo in pratica emetteva degli impulsi, la cui frequenza era direttamente proporzionale all'accelerazione applicata. Ogni impulso prodotto rappresentava un valore costante di un incremento/decremento di velocità (a seconda della direzione dell'accelerazione). Questo valore, detto fattore scalare, era di 3,048 cm/s² per impulso. In pratica il sistema usava una frequenza precisa (dal clock del CC&S) per controllare l'ampiezza dell'impulso. Invece una data tensione (8,4 V) — controllata da un diodo di precisione Zener — determinava l'altezza dell'impulso. Il calcolatore, avendo una precisa misura della velocità, poteva far ottenere al propulsore il Δv richiesto. Durante la manovra propulsiva, solo un sistema autopilota controllava l'assetto della navicella. Come riferimenti, venivano considerati due tipi di segnali:

- quelli provenienti dai tre giroscopi di bordo (uno per movimento: yaw, pitch, roll);

- quelli come reazione di ritorno (feedback) nei quattro vani di scarico (jet vane) del propulsore.

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L'anello con gli attuatori posti nei vani di scarico,

• RTC-0: ‘‘pulizia del sistema di comando’’ [clear spacecraft comand system], serviva per preparare il CC&S;

• RTC-1: ‘‘imporre la rotazione e/o accendere il sensore terrestre’’ [roll override/Earth sensor power on);

• RTC-2: ‘‘imporre al circuito "a cerniera" dell'HGA uno degli otto angoli’’ pre-regolati [antenna hinge angle override];

• RTC-4: ‘‘iniziare la sequenza della manovra di metà corsa’’ [initiate midcourse maneuver sequence];

Gli assi, reciprocamente ortogonali fra loro, formavano un sistema di riferimento tridimensionale; quindi i movimenti possibili erano tre:

- ‘‘rollio’’ [roll] rispetto all'asse x*, una rotazione in senso antiorario (di angolo φ)sul piano orizzontale.

- ‘‘beccheggio’’ [pitch] rispetto all'asse y*, cioè una rotazione in senso antiorario (di angolo θ) sul piano orizzontale;

- ‘‘imbardata’’ [yaw] rispetto all'asse z*, una rotazione in senso orario (di angolo Ψ) sul piano verticale;

¦*¦ le lettere x, y, x — a differenza dei disegni tecnici — si rifanno alle definizioni di rollio, beccheggio e imbardata secondo Wikipedia.

L'asse x manteneva i pannelli solari rivolti verso il Sole. I sensori solari fornivano ai circuiti logici del sistema di controllo dell'assetto i segnali ("uno" o "zero") sugli eventuali errori per gli altri due assi. Così gli ugelli a gas si sarebbero azionati per annullare tali errori. L'antenna direzionale, cioè quella ad alto guadagno, era rivolta verso la Terra grazie alla combinazione dell'asse y e un quarto asse — praticamente un beccheggio ridondante — chiamato ‘‘perno’’ [hinge].

Il sistema di controllo dell'assetto richiedeva informazioni sia sulla posizione che la velocità angolare rispetto ai tre assi. Questo tipo di informazione proveniva unicamente dall'uso di tre giroscopi “Honeywell GG49-E19”. I dispositivi erano riempiti con un fluido ad alta densità e bassa viscosità; così si poteva fare a meno dei radiatori (che avrebbero assorbito molta energia elettrica). Il sottosistema dei giroscopi aveva tre modalità di funzionamento: una per l'acquisizione/riacquisizione del Sole e della Terra; una per il viaggio; una per la manovra propulsiva di metà corsa. Normalmente la velocità di rotazione era di 720° l'ora: cioè due giri ogni 60’. Questa si generava per il prodotto fra una corrente (valore nominale: 50 mA) ed una corrente di controllo (7,2 mA). Il sottosistema giroscopico era calibrato e compensato solo per un preciso intervallo termico: 29,4-54,4 °C. Perciò venne introdotto un circuito di compensazione della temperatura nel regolatore della corrente di controllo. Un trasduttore di temperatura era attaccato all'involucro (package) del giroscopio ed era usato per teletrasmettere l'effettiva temperatura in volo. Il sottosistema giroscopico era costituito da: il package, 12 condensatori integratori bi-polari al tantalio, alcuni relè, un condensatore a circuito d'iterazione, modulo dell'elettronica (tre amplificatori di ri-bilanciamento per i giroscopi), regolatori delle due correnti e altri relè specifici.

L'attuazione delle tre spinte ortogonali (rollio, imbardata, beccheggio) era data da un sottosistema di ugelli a gas compresso. In pratica sei ugelli spruzzavano getti d'azoto, convogliato da due bombole in titanio. Ciascuna di queste ne conteneva 959,348 grammi alla pressione di 248,37 atmosfere. Nel rispetto del principio di ridondanza il sottosistema era suddiviso in due identici semi-sistemi a sé stanti. Ciascuno di questi aveva la sua riserva di gas, un regolatore e sei ugelli (due per ogni movimento — rollio, beccheggio, imbardata). Quindi la sonda si poteva muovere in entrambe le direzioni, oraria/antioraria, sui tre assi.

La minima accelerazione di cui era capaci questi sottosistemi era di 0,24 mrad/s² [microradianti al secondo quadrato]; così le torsioni non avrebbero "saturato" i giroscopi. Inoltre se una valvola rimaneva accidentalmente aperta non sarebbe fallita la missione: infatti i trasduttori di pressione, posti prima del regolatore, e quelli di temperatura, posizionati sui serbatoi, servivano a fornire rispettivamente valori di pressione e temperatura. Un regolatore pneumatico riduceva la pressione del gas a 1,02 ± 0,08 atmosfere per la distribuzione alle valvole a solenoide.

 

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Il sottosistema attuatore a gas semi-ridondante.

 

Una forza di torsione, cioè un momento torcente, è il prodotto dell'inerzia e dell'accelerazione angolare. Per produrre forze torsive, piuttosto che l'accelerazione angolare, furono utilizzate le variazioni di velocità angolare ed il movimento d'inerzia. Per definizione, una torsione "pura" si può avere imprimendo due forze — parallele, uguali ed opposte — e comunque separate ad una certa distanza. Però la struttura della navicella non permetteva di fornire agli assi di pitch e yaw una "coppia pura", cioè tale da non agore sul centro di gravità del veicolo e quindi modificandone la traiettoria. Così le forze di torsione per l'imbardata erano fornite da due diversi ugelli: uno di piccola spinta posto su un braccio lungo 71,12 cm e l'altro di grande spinta posizionato su un braccio di 27,94 cm. Tutti gli ugelli per il ‘‘beccheggio’’ [pitch] erano orientati in un'unica direzione che non faceva ottenere una coppia. L'affidabilità di ogni mezzo-sistema era notevole: 9800 cicli per valvola; inoltre il regolatore di pressione poteva reggere almeno 500.000 cicli di apertura/chiusura. L'intero sottosistema degli ugelli "a vuoto" — cioè senza gas — pesava 5,443 kg.

Tutti i componenti elettronici e inerziali del sistema di controllo dell'assetto, eccetto il sensore solare, erano contenuti nel modulo elettronico-4. Al suo interno vennero posti i seguenti sottomoduli: amplificatore di commutazione, ‘‘comando logico del commutatore’’ [CS&L, Command Switch and Logic], elettronica per il controllo dell'antenna, ‘‘invertitore trifase’’ [inverter tree-phase ▪ 18,5 W di massimo consumo], invertitore a singola fase [inverter single-phase ▪ 7 W], convertitore in continua per il controllo dell'assetto. I limiti termici di funzionamento per questo modulo andavano da 13 a 46 °C.

Il convertitore-commutatore di tensione per i vari sottosistemi.

Diagramma a blocchi del sensore terrestre.

Dopo un'ora dal lancio, l'HGA era già stata ruotata con un angolo prefissato in maniera che la Terra si trovasse entro  un angolo di cono "vicino" al sensore terrestre. Tre ore e mezzo dopo il lancio, la tensione di 26 V a 400 Hz passava dal radiatore all'elettronica del sensore. Se il comando apposito (l'RTC-1) non fosse stato eseguito, il comando di acquisizione della Terra sarebbe stato rimpiazzato da un circuito nell'invertitore a singola fase. Dopo l'attivazione del sensore, la navicella ruotava rispetto all'asse di roll finché non veniva "acquisita" la Terra. Una volta che il sensore terrestre dava esito positivo, la sonda veniva stabilizzata nel suo asse "fisso" z. L'uscita telemetrica riguardante l'intensità della luce proveniente dal corpo celeste individuato aiutava a capire se il sensore terrestre aveva visto "giusto". Praticamente da quel dato telemetrico si riusciva a capire se quella luce era della Terra o della Luna o peggio del Sole.

La configurazione della sonda all'invio del comando di riacquisizione della Terra.

Anche nell'ultima fase della missione, il sensore terrestre avrebbe tracciato il nostro pianeta fino allo schianto sulla superficie lunare. I tubi fotomoltiplicatori erano gli stessi che vennero usati sul sensore terrestre a lungo raggio delle sonde Mariner R. Ogni PMT aveva un fotocatodo, che rispondeva in uscita con un ‘‘picco’’ [peak] di corrente — minimo 60 μA — alla lunghezza d'onda di 4400 Å (4,4 nanometri). L'apertura del tubo era davvero microscopica: solo 0,06 cm². Il dispositivo veniva garantito per almeno 100 ore di funzionamento. Inoltre fu utilizzato uno scudo termico composto da due dispositivi meccanici; i limiti termici di funzionamento andavano da -10 a +38 °C. Lo scudo termico aveva molteplici scopi: ombreggiare il sensore dai raggi solari quando la sonda avesse "acquisito" il Sole; proteggere l'ottica del sensore dalla luce solare diretta quando si doveva "cercare" la Terra; ombreggiare le superfici del fotocatodo nei PMT durante la manovra propulsiva di metà corsa. La protezione dal Sole per il sensore terrestre pesava 580,6 grammi.

Le tensioni in uscita, che rappresentavano analogicamente gli errori di posizionamento per due assi, erano date da precise equazioni. La resistenza di carico della navicella era di 99.000 Ω, mentre la tensione di alimentazione negativa/positiva per i sensori solari era di 16,8 V. Il peso [grammi] di questi dispositivi ottici variava: 48,08 (per ogni primario); 34,93 (per quelli secondari del beccheggio); 34,19 (per quelli secondari dell'imbardata). I limiti termici di funzionamento erano: -13 ¸ 46 °C (per i quattro primari) e -75 ¸ 75 °C (per i quattro secondari). Comunque la loro affidabilità era oltremodo elevata: 256.508 ore, come a dire più di 29 anni senza aspettarsi un guasto.

L'attuatore "a perno" dell'HGA.

Circuito del servomeccanismo.

La massima velocità della ruota ad ingranaggi era di tre giri l'ora. Il "blocco" che fissava la posizione dell'HGA non richiedeva energia perché il circuito d'attivazione rimaneva spento finché non serviva una correzione. Se l'errore nel posizionamento dell'antenna superava i due gradi, allora il servo-meccanismo lo riduceva ad un grado. Per eseguire queste correzioni serviva poca energia: meno di 4 W. Naturalmente anche l'attuatore aveva uno scudo solare, che era montato sopra la scatola della ruota ad ingranaggi. I limiti termici di funzionamento andavano da -24 a +125 °C. Circa un'ora dopo il lancio, quando il ‘‘velo’’ [shroud] veniva espulso dalla sonda, lo scudo solare era attivato in maniera meccanica. Praticamente l'HGA ruotando per la prima volta fissava il suo scudo nella posizione che avrebbe mantenuto per il resto della missione.

Il sottosistema pirotecnico si componeva di circuiti elettronici e logici che innescavano gli attuatori esplosivi. Infatti per dispiegare i pannelli solari e controllare il propulsore di bordo servivano dei dispositivi pirotecnici. Le cariche d'accensione nei pannelli solari tiravano via i ‘‘pioli’’ [pin] di contenimento. Questi dispositivi rilasciavano i pannelli solari dietro comando del CC&S. Il propulsore in particolare era controllato da una serie di valvole; alcune normalmente aperte e altre chiuse. L'accensione veniva attuata con l'"apertura" tramite cariche esplosive delle valvole normalmente chiuse. In maniera analoga, lo spegnimento avveniva con la "chiusura" delle valvole normalmente aperte. Tutte le cariche esplosive ovviamente potevano essere accese una sola volta.

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Diagramma a blocchi del sistema televisivo.

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Sequenza delle riprese per le telecamere F e P.

Gli elementi della telecamera Vidicon.

La sincronizzazione e il controllo dei segnali per i canali-F e -P era fornita rispettivamente dagli ordinatori F e P. Ogni ordinatore conteneva: un video combinatore, un programmatore di controllo ed unità energetica. L'uscita di ogni video-combinatore era convertita in un segnale modulato in frequenza per l'appropriato trasmettitore radio. Questi operavano a frequenze "centrate" rispetto a 960,58 MHz (downlink telemetrico della sonda). Ogni canale aveva: un trasmettitore modulato in frequenza (con un modulatore, due moltiplicatori di frequenza, un amplificatore intermedio di potenza); un amplificatore di potenza da 60 W, un processore telemetrico, un'unità energetica.

I sistemi di comando e controllo avevano la capacità di:

C'erano due comandi per accendere il sistema video: uno proveniva dal CC&S, l'altro dal sistema di comando. Nel primo caso, nel CC&S il comando era già memorizzato e veniva eseguito durante la modalità terminale dietro un RTC inviato da Terra. Anche l'accensione dal sistema di comando veniva avviata da un RTC trasmesso da Terra e fungeva da riserva se il CC&S falliva. In questo caso si sarebbe usato il ‘‘temporizzatore di riserva’’ [clock backup] del canale F. Questo dispositivo a stato solido (cioè senza parti mobili) aveva una precisione, rispetto al contatore del CC&S, di ± 5 minuti. Questo timer s'attivava automaticamente alla separazione dallo stadio Agena e poteva essere bloccato dal comando RTC-5 solo dopo trentadue ore.

Se c'era una discrepanza maggiore/minore rispetto al CC&S, il clock backup veniva ignorato. Questo poteva succedere se la manovra di correzione della traiettoria non avesse fatto coincidere il tempi del clock backup e dei normali comandi d'accensione. Non tutto l'intero sistema televisivo veniva attivato, gli stadi di amplificazione finali di potenza in ciascun trasmettitore rimanevano spenti. Il ‘‘riscaldamento’’ [warm-up] permetteva a ciascuna catena di raggiungere la piena potenza. Gli ottanta secondi venivano conteggiati dall'ordinatore (peso: 3,18 kg). Se quest'ultimo dispositivo si fosse guastato, un altro comando del CC&S avrebbe automaticamente riscaldato le due catene. Il sistema video inviava un impulso 16, 24, 32, 48, 64 ore dopo l'attivazione del clock backup. In questo modo si poteva sapere se le telecamere F si fossero state accidentalmente accese. Con tutte queste misure, era assai probabile che almeno un catena sarebbe stata funzionante.

Il sistema energetico consisteva in: due batterie (peso totale: 39,12 kg), due regolatori di tensione per corrente elevata (per le catene F e P) ed un regolatore di tensione per la corrente ridotta (solo per il canale P). La batteria per il canale F aveva una capacità iniziale di 27 Ah. Il suo voltaggio al lancio, in condizione di "non carico elettrico" era di 39,1 V. Dal 32,5 minuti dopo il lancio all'accensione delle due telecamere F la batteria forniva 0,05 A l'ora per il clock backup. Solo all'attivazione del clock, il voltaggio della batteria scendeva a 37,4 V. Al riscaldamento della catena F la batteria forniva 33,5 V a 7,7 A. Infine quando le due telecamere erano pienamente operative la tensione nella batteria scendeva a 32,5 V alla corrente di 13,5 A.

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Schema esemplificativo dalla ripresa di una foto alla sua registrazione su nastro

I segnali trasmessi dalla navicella dovevano essere riconvertiti dal dominio elettromagnetico al dominio del visibile. Questa conversione doveva essere trattata con la massima attenzione e conformità all'originale per la riproduzione visiva dell'immagine ripresa. I segnali dalla navicella erano amplificati e separati dalle stazioni d'ascolto di Goldstone. Le variazioni di frequenza del segnale ricevuto venivano convertite in variazioni di ampiezza utilizzando due demodulatori, uno per ogni canale. L'"uscita" dei due dispositivi era composta dagli stessi segnali video generati dalle telecamere. Questi segnali video venivano usati per controllare l'intensità di un fascio di elettroni abbinati ad un tubo catodico. Il dispositivo nel sistema ricevente terrestre veniva ‘‘scansionato’’ [scanned] all'unisono con il fascio di elettroni ripreso dalle telecamere. Quindi un tubo a raggi catodici CRT ricostruiva l'immagine originale, che poi veniva registrata su un "nastro" [film] da 35 mm. Questo compito toccava al Ground Recording Equipment del Ranger Operational Ground Station di Goldstone.

    Una rappresentazione della sonda che piomba sulla superficie lunare. La freccia tratteggiata (3--- ) indica il piano di volo.

CARATTERISTICHE DELLA TRAIETTORIA

Il ‘‘sovralimentatore’’ [booster] Atlas D era composto da due stadi e mezzo (per l'appunto uno più uno e mezzo), come propellenti usava ossigeno liquido e cherosene. Invece il secondo stadio, Agena B, usava come propellenti IRFNA [Inhibited Red Fuming Nitric Acid] e UDMH [Unsymmetrical Di-MethylHydrazine, ‘‘Di-MetilIdrazina Non simmetrica’’]. Questo stadio avrebbe fornito due accensioni: la prima per l'inserimento nell'orbita di parcheggio e la seconda — alla fine del "costeggio" — per raggiungere la velocità sufficiente a staccarsi dalla gravità terrestre e viaggiare nello spazio. La spinta del booster a livello del mare era di 1.645,84 kN (167.829,2 kg forza). In questo modo si poteva imprimere una velocità di 20.277,73 km/h a 1.179.340 kg (il peso dell'Atlas D compresi i propellenti). Invece la spinta dell'Agena B nello spazio era di 71,17 kN (7.257,48 kg forza).

Il secondo stadio avrebbe impresso due velocità: 28.163,52 km/h (per l'inserimento nell'orbita di parcheggio) e 39.496,16 km/h (per l'inserimento nella traiettoria lunare). Il booster sarebbe stato guidato dal General Electric Radio Command Guidance Equipment e dal Burroughs Ground Guidance Computer della base di Cape Canaveral. Invece il secondo stadio aveva un sistema di guida autonomo composto da: dispositivi di sincronizzazione, sistemi di riferimento inerziale, misuratore di velocità, dispositivo infrarosso per la ‘‘percezione’’ [sensing] dell'orizzonte.

Il 27 Luglio 1964 era il primo giorno utile per il lancio, il primo countdown iniziò alle 06:47 locali (12:47 GMT). A T-51’ il personale addetto allo stadio Agena B chiese un'interruzione di 30 minuti per verificare la telemetria della batteria. Poi si aggiunsero altri problemi, alle 12:35 locali fu deciso di rimandare il lancio.

Appena lasciata la rampa di lancio, il booster (lo stadio Atlas D) attuò la programmata manovra di beccheggio finché non si spense. Nel corso della sua accensione, le regolazioni dell'assetto e lo spegnimento del "motore" venivano comandati dal computer di guida a Cape Canaveral. Inoltre il calcolatore avrebbe regolato l'altitudine e la velocità al momento in cui l'Atlas D si fosse spento. Alle 16:55:12.8 [T+305’’] il velo che proteggeva la sonda fu correttamente espulso. Alle 16:55:15.9 [T+308,1’’] il booster, ormai esaurito il suo compito si separò. La prima accensione del secondo stadio Agena B iniziò alle 16:56:57.5 [T+349,7’’].

Profilo della traiettoria di ascesa (le quote sono in miglia nautiche = 1,852 km).

Sequenza degli eventi fino all'"acquisizione" della Terra (lo schema non è in scala).

| L'ORBITA PRE-MIDCOURSE |

Alle 17:20:50 l'MTS (DSS-59) del complesso DSN di Johannesburg acquisì il segnale. Il meccanismo dell'antenna entrò in “modalità automatica di tracciamento” alle 17:21:00. Sia l'Agena B che navicella entrarono nell'ombra della Terra alle 17:21:33 [T+31:25]. L'antenna della stazione mobile perse il segnale principale alle 17:21:39, comunque DSS-51 l'aveva acquisito un secondo prima. L'antenna della stazione sudafricana fu messa in autotrack alle 17:21:53; tre secondi dopo individuò il "fascio" principale del segnale trasmesso dalla sonda. Comunque dalle 17:22:20 il ricevitore della DSS-51 non poté più captare in maniera continua.

| LA SEPARAZIONE |

Dalle 17:22:38 alle 17:23:03 DSS-59 raccolse cinque "campioni Doppler" da cinque secondi ciascuno. Alle 17:22:40 si attivò il clock backup, il temporizzatore del sistema video. Alle 17:28:07 il trasmettitore della DSS-51 fu commutato a quello dell'MTS nel tentativo di riguadagnare il segnale. Così alle 17:32:36 la stazione mobile localizzò il fascio principale. Alle 17:32:55 DSS-51 perse il collegamento con la sonda, alle 17:37:53 anche l'MTS successo lo stesso. Come previsto DSS-59 aveva funzionato per 17’ e 3’’; da questo punto in poi uscirà di scena. Seppure la telemetria ricevuta fosse buona, DSS-51 non ottenne informazioni sullo spostamento Doppler a due vie.

Nel frattempo, alle 17:35:24, la stazione DSS-41 acquisì il segnale. In suo trasmettitore fu acceso alle 17:37:50. Il ‘‘bloccaggio a due vie’’ [two-way lock] venne confermato alle 17:38:48. I dati sullo spostamento Doppler a due vie furono presi solo dalle 17:45:02 a causa di un problema elettronico. Per motivi mai chiariti, le misurazioni della corrente per le batterie del canale P e F (punti 15-3 e 15-10) furono difficili da interpretare. Infatti variavano continuamente fra 0 e 500 mA, quando i valori nominali nella cruise mode erano 150 mA (per la batteria del canale P) e 50 mA (per quella del canale F).

DSS-51 acquisì il segnale della sonda alle 20:45:50, il two-way lock sarà poi confermato alle 21:51:03. DSS-41 inviò due RTC-0, alle 21:15:00 e 21:16:00. Sempre la stazione australiana alle 21:19:00 trasmise l'RTC-3 [antenna switchover]. L'angolo dell'HGA, rispetto al piano orizzontale, era già stato impartito nelle operazioni di pre-lancio con l'RTC-2: centoventidue gradi sessantesimali. Dato che quell'orientamento assiale era già noto prima del lancio, l'uscite dei tre giroscopi sarebbero state correlate con la velocità di spostamento della Terra. La corretta esecuzione dell'RTC-3 fu verificata alle 21:19:38. Così Ranger-7 comunicò con la Terra attraverso l'antenna ad alto guadagno. Alle 21:51:05 il trasmettitore della stazione australiana fu staccato per permettere la trasmissione a DSS-51. Però dalle 23:06:00 alle 00:10:50 del 29 Luglio DSS-41 riguadagnò la possibilità di trasmettere.

- 29 Luglio -

La copertura delle stazioni DSN dalle 0 del 29 Luglio alle 0 del 30 Luglio.

L'accensione degli ugelli per "rotolare" la sonda di 5,56° iniziò alle 10:00:44 e durò 25 secondi. Sempre gli ugelli ad azoto compresso furono accesi alle 10:10:09 per 392’’ [5’ e 42’’] in maniera da attuare il beccheggio. In pratica venne eseguita una rotazione sul piano orizzontale di 86,8° verso destra. Dalle 10:13:41 alle 10:13:51 — quando l'angolo di beccheggio passò da 47,4° a 49,6° — i pannelli solari non furono più in grado di produrre i 150 W (il carico d'energia minimo).

Così il CC&S commutò l'acquisizione energetica dalla batteria di bordo. Alle 10:16:43 iniziò la modalità telemetrica TM-2. Alle 10:27:09, quando la sonda era ad una distanza e velocità geocentrica rispettivamente di 169.000 km e 10,533 km/s, il propulsore si accese. Però il CC&S di bordo non fu molto preciso nell'accensione, che durò 50’’ (10:27:09-10:27:59) invece dei 48 previsti. DSS-12 spedì i dati sul tracciamento all'SFOF, che alle 10:27:58 definì la nuova traiettoria assunta dal Ranger-7. Dopo la spinta propulsiva in avanti (29,89 invece che 29,77 m/s), la distanza geocentrica era aumentata di 75,12 km. Anche la velocità della navicella rispetto alla Terra aumentò fino a 12,071 km/s. Infine alle 10:30:40 terminò la TM-2 ed iniziò la TM-3, che sarebbe durata per circa 48 ore.

| L'ORBITA POST-MIDCOURSE |

Le traiettorie d'impatto per l'orbita pre-midcourse e post-tmidcourse.

La riacquisizione del Sole iniziò dalle 10:30:39. Ma già alle 10:32:55 i pannelli solari erano capaci di fornire il pieno carico energetico. Alle 10:36:19 i sensori solari acquisirono la luce della nostra stella. Gli inevitabili spostamenti angolari [mrad/s] apportati furono davvero minimi: 4 (pitch) e 0 (yaw). Inoltre dopo la manovra propulsiva, la Terra si trovò a -2° dal sensore terrestre. Quindi la sua riacquisizione avvenne nello stesso momento in cui fu riattivato il sensore terrestre (10:58:39). La stazione 12 di Goldstone inviò sia alle 11:21:00 che alle 11:23:00 due RTC-0. Alle 11:25:00 sempre la DSS-12 inviò l'RTC-3, che in praticò ordinò alla sonda di tornare a trasmettere con l'HGA. L'esecuzione di questo comando fu verificata dopo 39’’.

La copertura delle stazioni del DSN fu la seguente: il trasmettitore della stazione 51 funzionò dalle 01:45:36 alle 07:12:20. L'attività della stazione sudafricana terminò alle 09:12:03 con la perdita del segnale. Il trasmettitore della stazione 41 rimase attivo fino alle 01:45:22; il segnale di Ranger-7 fu perso alle 01:49:00.

- 31 Luglio -

La copertura delle stazioni DSN dalle 0 del 31 Luglio al momento dell'impatto sulla Luna.

| LA NON NECESSARIA MANOVRA FINALE |

Il primo movimento di beccheggio doveva disallineare l'orientamento Sole–pannelli. Così l'energia sarebbe stata fornita solo dalle batterie delle due catene. Con la successiva manovra d'imbardata, la sonda veniva ruotata di 90° verso sinistra rispetto al piano verticale. Infine il secondo beccheggio (un'inclinazione verso sinistra rispetto all'asse y) avrebbe orientato nella maniera ottimale le telecamere. Anche se la manovra terminale non fu attuata, a parte il disallineamento dei pannelli solari, era necessario mantenere l'HGA puntata sempre verso la Terra. Altrimenti l'immagini riprese non sarebbero arrivate al complesso di Goldstone. Quindi il sensore terrestre e l'attuatore dell'HGA dovevano funzionare alla perfezione. Fortunatamente la temperatura del sensore terrestre per la maggior parte della missione si attesto sui 16,67 °C (ben 18,3 sotto il limite massimo). Il consumo di azoto per il sistema di controllo dell'assetto in una missione Ranger “Block III” era stimato in 0,245 kg. La navicella ne consumò appena 0,072 kg sui 1,932 a disposizione.

La manovra terminale per allineare correttamente le telecamere.

Alle 11:15:30 e 11:17:30 DSS-12 inviò i consueti RTC-0 che "resettavano" il sistema di comando. Poi furono inviati tre comandi con un valore nominale di un secondo: SC-4 [terminal maneuver first pitch duration], SC-5 [terminal maneuver yaw duration], SC-6 [terminal maneuver second pitch duration]. Nell'ordine, DSS-12 inviò: l'SC-4 alle 11:19:30, SC-5 alle 11:21:30, SC-6 alle 11:23:30. Poi furono inviati altri due RTC-0 (alle 11:51:00 e 11:53:00). Alle 11:55:00 l'Echo Station "spedì" il fatidico comando RTC-8 che in pratica scollegò il CC&S dal sistema di controllo dell'assetto. Alle 11:55:39 fu verificata la corretta esecuzione. Alle 12:17 la temperatura dei pannelli solari iniziò ad aumentare a causa dell'energia irradiata dalla Luna.

Alle 12:25:08 fu trasmesso l'RTC-6 [initiate terminal maneuver sequence]. L'invio dei comandi antitetici RTC-8 e RTC-6 era necessario per far attivare il sistema video dal CC&S. L'RTC-6 inviato alle 12:25:08 fu il ventiquattresimo ed ultimo comando da Terra.

Dalle 12:25:23 la stazione 12 del DSN raccolse dei dati per controllare l'orbita finale. Alle 12:25:48 s'attivò il contatore del CC&S, la navicella dai 6390 km/h s'avvicinava alla Luna con una velocità relativa di 1,551 km/s (5583,6 km/h). Alle 12:40 circa la sonda attraversò l'equatore lunare ad una distanza di 4933 km dalla superficie. I piani y e z del veicolo spaziale erano inclinati rispetto all'equatore lunare di circa 5°. Alle 12:52:19 il codificatore dati commutò sulla modalità telemetrica IV. Questo significava che il CC&S funzionava secondo quanto prevedeva la fase finale. Nell'intera cruise mode varie temperature rimasero superiore la norma: quella nell'alloggiamento delle lenti si mantenne sui 19,4 °C (1,35 sopra). La temperatura dello scudo termico inferiore variò fra 23,3 e 24,4 °C (il valore nominale era 22,2 °C). A parte un lieve surriscaldamento (1,4 °C) nella batteria del canale P, non ci furono conseguenze negative.

Alle 13:08:44.90 la telecamera B riprese la sua prima immagine, dopo 2,56’’ anche telecamera A raccolse la sua prima foto. Quindi le due telecamere proseguirono nella loro sequenza: ripresa, scansione, invio immagine telecamera B (2,56’’); ripresa, scansione, invio immagine telecamera B (2,56’’) e così via... Il CC&S previe le necessarie verifiche ordinò il riscaldamento della catena P alle 13:10:49. Le quattro telecamere acquisirono la piena operatività alle 13:12:09, ai 1723 km di quota.

La prima immagine parziale fu ripresa da P1 alle 13:12:20.40 da 1863 km. Poi seguirono le prime immagini parziali di P3 (13:12:20.60), P2 (13:12:20.80) e P4 (13:12:21.00). Quindi le quattro telecamere proseguirono nella loro sequenza: ripresa, scansione, invio immagine per un tempo di 0,21’’ e così via... Il trasmettitore della catena raggiunse un valore massimo di 36,7 °C (molto inferiore al limite di 55,5 °C). Come previsto dal programma di bordo, 50’ dopo l'accensione del contatore, alle 13:15:48 il CC&S attivò l'intero sistema video. Questa era una misura di riserva nel caso ci fossero state delle avarie precedenti. Con queste temperature il sistema video poteva funzionare per almeno altri 22 minuti

Dopo aver percorso una traiettoria di 392.140 km (in 68 ore, 35’ e 42’’) Ranger-7 si schiantò ai 10,35° sud e 21,58° ovest alle 13:25:48.82. Questo valore temporale venne dedotto dalla telemetria del sistema video, ma non si può considerare definitivo. Per stabilire l'attimo esatto in cui fu perso il segnale furono utilizzati due mezzi diversi (nastro magnetico e oscilloscopio). Le stazioni 11 e 12 di Goldstone registrarono un improvvisa interruzione alle 13:25:50. Da approfondite analisi successive DSS-11 indicò come momento dell'impatto le 13:25.50:095 (66 ms in più di DSS-12). Con molta probabilità, omettendo il tempo di transito del segnale dalla Terra alla Luna, l'impatto avvenne alle 13:25:50.029 ± 0,03 secondi.

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