Электроника для программы NASA Apollo в 1960-е годы

Первая группа космических кораблей серии «Меркурий», запущенная НАСА в конце 1950-х годов, вообще не имела компьютеров. В то время в сентябре 1958 года Джек Килби из Texas Instruments изобрел первую интегральную схему, в которой он использовал внешние проводные соединения. В 1959 году Роберт Нойс из Fairchild Semiconductor создал «монолитную схему», в которой все компоненты были размещены на кремниевом кристалле и соединены медными проводниками, напечатанными на оксидном слое, – первый микрочип.

Первый триггер типа «F» (с управлением и записью) в металлическом корпусе TO-18. (Фото: Fairchild Camera & Instrument Corp. и Музей компьютерной истории).

В 1961 году была разработана первая коммерческая микросхема – логический элемент «ИЛИ-НЕ», состоящий из трех транзисторов и резистора нагрузки, заключенных в 6-выводной металлический корпус TO-5.

Большинство электронных схем Apollo было собрано на транзисторах. (Обозначения: SC – spacecraft – космический корабль, SCS – stabilization and control system – система стабилизации и управления, CMC – command module computer – компьютер командного модуля).

В логических схемах использовались преимущественно микросхемы микрологики (µLogic) [1]. (NAA – North American Aviation – название бывшей американской аэрокосмической компании).

Программа Apollo стала основным фактором роста Силиконовой долины в Калифорнии в начале 1960-х годов.

Управляющий компьютер Apollo (AGC)

Для выполнения поставленной президентом Кеннеди цели – высадки человека на Луну к концу 1960-х годов – понадобились новые технологии. Главная потребность была в небольшом, легком устройстве управления и навигации, которое могло бы решать сложные траекторные уравнения и в «реальном времени» во время полета выдавать команды управления космическому кораблю Apollo. В результате был создан Управляющий компьютер Apollo (Apollo Guidance Computer – AGC).

Физическая конфигурация AGC. (Рисунок из архивов NASA «Apollo Guidance and Navigation System: Equipment and Familiarization Manual»).

В августе 1961 года НАСА дало инженерам Массачусетского технологического института (MIT) возможность спроектировать AGC. Эти инженеры начали конструировать первый компьютер для запуска в космос по программе Apollo. Им требовалось уменьшить размеры и вес этого бортового компьютера, и появление микросхем стало средством решения задачи, позволившим заменить многие, многие дискретные транзисторы. Из-за ограничений на размеры и вес в компьютере Apollo использовалось всего несколько триггерных регистров; тем не менее, семь ключевых регистров компьютера основывались на триггерах.

В 1962 году MIT стал первым, кто использовал эти новые интегральные схемы, представленные в 1961 году, в своей конструкции AGC, поскольку это позволяло создать устройство требуемого веса и размеров. В 1963 году MIT тестировал и разрабатывал блоки AGC Block I. В то время ими было заказано около 60% доступных в мире микросхем!

В первоначальной версии созданный MIT AGC имел лишь 4 Кслов постоянной памяти и 256 слов стираемой. (Идея использования дополнительных компьютеров для резервирования в то время еще только обсуждалась). В июне 1963 года эти значения выросли до 10 Кслов постоянной памяти и 1 Кслов стираемой. Следующий шагом был рост объема постоянной памяти до 12 Кслов, но MIT все еще настаивал на том, что для автономной лунной миссии может быть достаточно памяти менее 16 Кслов! Позже объем постоянной памяти увеличился сначала до 24 Кслов, а затем до 36 Кслов, а объем стираемой памяти в окончательной конфигурации имел 2 Кслов.

Система AGC была изготовлена компанией Raytheon, и в каждой системе использовалось порядка 4,000 схем «Type-G» (трехвходовых вентилей «ИЛИ-НЕ»). Они приобрели 200,000 устройств по 20-30 долларов каждое; AGC был крупнейшим потребителем микросхем вплоть до 1965 года.

Исходя из требований, предъявляемых к весу и энергообеспеченности лунного модуля, разработчики сочли амплитронную конструкцию более привлекательной, чем схему на лампе бегущей волны, использованную в командно-служебном модуле. Амплитронный усилитель мощности весил 7.6 кг и требовал 72 Вт, тогда как усилитель мощности для командно-служебного модуля весил 14.4 кг и, в зависимости от выбранного режима, потреблял 90 Вт или 167 Вт.

Амплитронный усилитель обратной волны с распределённой эмиссией, в дополнение к высокому КПД, имел множество уникальных характеристик, что делало его идеальным для космической телеметрии.

Усилитель мощности S-диапазона

Амплитрон (усилитель магнетронного типа) QKS997 обеспечивал непрерывную выходную мощность 25 Вт на частоте S-диапазона и имел усиление 20 дБ при КПД свыше 50%. В нем была использована уникальная конструкция радиочастотной схемы, позволившая достичь минимального веса магнита и удобного охлаждения за счёт теплопроводности. Другими положительными особенностями конструкции были низкая остаточная фазовая модуляция, нечувствительность к условиям окружающей среды, низкие потери при передаче в выключенном состоянии, вес около 450 г и режим работы катода, обеспечивающий длительный срок службы. Основные проблемы этого усилителя на первом этапе были связаны с короной, которая возникала при критическом давлении. (Короны переменного тока и высокочастотные короны самозатухали, но дуга постоянного тока в высоковольтном модуле и в герметичном высоковольтном источнике питания была разрушительной). Все эти проблемы были устранены благодаря усовершенствованной конструкции и изменению технологиям производства. В конечном счете, лучшим способом устранения короны оказалось повышение давления в усилителе мощности.

Интегральные схемы в усилителе мощности и их отказы

Это был период становления интегральных схем. Отказ, который произошел в управляемой антенне во время тестирования продукции поставщиков второго уровня, был связан с к микросхемой µA702, разработанной Бобом Видларом. При анализе отказов был обнаружен внутренний алюминиевый провод, разорванный из-за коррозии. Дальнейшие тесты и анализы показали, что источниками проблем являются интегральные схемы в плоских стеклянных корпусах с алюминиевыми внутренними выводами (µA702 и компаратор µA710).

Имели место следующие два механизма отказов.

1. Водная коррозия была вызвана загрязнением проводов и влагой, которая либо попала в корпус из-за утечки, либо оставалась внутри во время корпусирования. Дальнейший анализ показал, что попадание влаги внутрь корпуса в процессе герметизации было невероятным.
    
2. В некоторых интегральных схемах было обнаружено разбрызгивание стекла, произошедшее в процессе упаковки кристалла в металлостеклянный корпус. Реакция между стеклом и алюминием внутри интегральной схемы происходила без какого-либо влияния дополнительных внешних факторов. Эти отказы начались с интегральных микросхем, выпущенных после 22 марта 1967 года, и продолжались вплоть до окончания производства схем такого типа в 1969 году.

В связи с широким использованием микросхемы µA702 в лунном модуле, для всестороннего анализа соответствующих данных была создана специальная группа. Эта команда сделала следующие заключения:

1. 12 отказов, вызванных коррозией, произошли на складе поставщика 2246 интегральных схем со средним сроком хранения 0.8 года. Частота отказов составила 0.75 на миллион часов.
2. Ни в одной из 420 интегральных схем (установленных в лунном модуле), средний возраст которых составлял 1.6 года, не произошло отказов, вызванных коррозией. Если бы произошел один сбой, то результирующая частота отказов составила бы 0.17 на миллион часов. Интегральные схемы, установленные в оборудование, имели более низкую частоту отказов, поскольку были защищены от внешнего воздействия и имели конформное покрытие или были герметизированы, что создавало барьер для влаги. Схемы у поставщика были подвергнуты внешним воздействиям, чтобы увеличить частоту отказов, а в ходе испытаний подвергались дополнительным воздействиям.

На основании этой информации частота отказов для собранного оборудования была определена как 0.17 на миллион часов. Для компонентов этого типа такую частоту отказов сочли приемлемой.

Интерфейс экипажа Apollo с AGC

AGC командного модуля размещался в нижнем отсеке возле навигационной станции. AGC (Block II) имел размеры 61 см × 15 см и весил 31.8 кг. Он потреблял 70 Вт от источника постоянного тока 28 В. AGC в лунном модуле был в точности таким же.

Члены экипажа Apollo общались с AGC помощью дисплейной и клавиатурной систем (на языке NASA это называлось DSKY). В командном модуле были две системы DSKY: одна на центральном пульте управления, а вторая рядом с оптическими приборами навигационной станции.

На навигационной станции была также кнопка «отметка», которая посылала AGC сигнал при фиксации направления на звезду. Штурман смотрел в секстант, называвшийся юстируемым оптическим телескопом, находил подходящую навигационную звезду и с помощью AGC проверял направление навигационной платформы. Подсистема управления и навигации давала астронавтам возможность выдерживать требуемый курс космического корабля в космосе. Он могла работать как в полуавтоматическом, так и в ручном режиме, и выполняла основные функции управления и навигации примерно так же, как аналогичные устройства самолета или корабля в море.

Здесь запечатлен поиск звезды астронавтом Apollo Джеймсом Ловеллом (James A. Lovell) во время миссии Аполлон-8. (Фото: NASA).

На борту Apollo всегда была навигационная система «План Б» [5] с традиционным ручным секстантом. Даже на борту Международной космической станции (МКС) и космического корабля Орион, который когда-то полетит на Марс, будет ручной секстант, и астронавты смогут использовать его точно так же, как много лет назад это делали древние моряки в открытом море, до электроники и современных технологий.

В конечном итоге, благодаря упорному труду и простейшей электронике, нам удалось безопасно отправить людей на Луну и вернуть их обратно, чтобы выполнить поставленную президентом Кеннеди цель по посадке человека на Луну. В этом году мы отмечаем 50-летие высадки на Луну Нила Армстронга и его команды. Какое невероятное технологическое достижение!

Ссылки