Apollo, Spaceshuttle, Melissa und Google: Fallstudien in Verlässlichkeit und Computermissbrauch. Das Apollo-Programm ( )

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1 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 1/67 Apollo, Spaceshuttle, Melissa und Google: Fallstudien in Verlässlichkeit und Computermissbrauch Das Apollo-Programm ( ) Teil 2: Computersysteme, Missionsplanung und Technologie bei Apollo Prof. Dr. Felix Freiling Vorlesung im Sommersemester 2006 Universität Mannheim

2 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 2/67 Ankündigungen Dienstag 23. Mai 2006: Dies Academicus PI1 stellt einige Highlights seiner Forschung vor: Analyse von Malware, Honeynets, Botnetze 14:00 bis 15:30 in A5 C014 Donnerstag 25. Mai 2006: Himmelfahrt (keine Vorlesung)

3 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 3/67 Überblick Einblick in die Computertechnik von Gemini Überblick über Apollo-Missionsplanung. Überblick über Apollo-Systeme. Kommandokapsel (Command Module, CM). Service-Modul (Service Module, SM). Mondlandefähre (Lunar Module, LM).

4 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 4/67 IBM 7094 IBM 7094 Data Processing System. Quelle:

5 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 5/67 Kenndaten IBM 7094 Vertrieben Maschinenzyklus von 2 Mikrosekunden. floating point operations, fixed point multiply and divide operations. index transfer instructions. conditional transfer instructions. compare operations. Magnetkernspeicher. Ausführung von zwei Maschinenoperationen pro Zugriff auf den Kernspeicher (verdoppelte die Ausführungsgeschwindigkeit). Siehe: in action:

6 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 6/67 Gemini On-Board Computer [Tom88] Die Gemini-Kapsel trug einen digitalen Computer zur Steuerung und Navigation. Hersteller: IBM. Computer waren notwendig um: Präzision der Landung zu erhöhen (nicht mehr die gesamte Navy beanspruchen). Steuerung bei Rendezvous/Andockmanövern zu ermöglichen (Bodenstationen konnten nicht die gesamte Umlaufbahn verfolgen). Teile des Checkout auf der Startrampe zu automatisieren. Restriktion der Größe auf cm und des Gewichtes auf 26 kg.

7 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 7/67 Kenndaten Computer besteht aus einzelnen elektronischen Bauteilen, keine integrierten Schaltkreise. Keine Redundanz (notfalls Rückfall auf Mercury-Prozeduren)! 16 Befehle [Tom88, p. 19]. Befehlszyklus von 140 Millisekunden (Zeit für eine Addition), Multiplikation 3 Zyklen, Division 6 Zyklen (Bits werden seriell abgearbeitet). Keine Gleitpunktoperationen (weniger Genauigkeit, dafür einfacheres System).

8 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 8/67 Speicher Magnetkernspeicher (ferrite core memory): 4096 Speicherzellen mit je 39 Bits = 19,5 kb. Drahtgitter mit winzigen magnetisierbaren Ringen an den Kreuzungen. Ringe können einzeln adressiert und geladen werden, speichern jeweils 1 Bit. Gemini: 39 Schichten mit Gitter. nicht-flüchtig non-volatile.

9 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 9/67 Magnetkernspeicher Prinzip der Ladung eines Magnetkerns. Ein zusätzlicher Draht ist notwendig, um die Orientierung des Kerns zu lesen. Quelle:

10 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 10/67 Erster Magnetkernspeicher Erster Magnetkernspeicher IBM Quelle:

11 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 11/67 Bandspeicher [Tom88, p. 17] Die Größe der Gemini-Software übersteigt schnell die Kapazität des eingebauten Magnetkernspeichers. Mit Gemini VIII begann man, Sekundärspeicher einzubauen. Sekundärspeicher hieß damals: Bandlaufwerke waren Festplatten zu teuer und unzuverlässig. Hochgeschwindigkeitsbandlaufwerk von IBM: Nun insgesamt Bits = 142 kb. Neues Programm vom Band laden dauert 6 Minuten.

12 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 12/67 Zuverlässigkeit der Systeme Damalige Fehlerrate bei Magnetbändern: 1 Bit in Bits. Jedes Programm wurde dreifach aufgezeichnet, je drei Bits werden beim Lesen verglichen: Mehrheitsvotum wird im Magnetkern gespeichert. Prinzip des Triple Modular Redundancy (TMR). Fehlerrate damit 1 Bit in = Bits. Bandlaufwerk muß Vibrationen tolerieren: Laufwerk funktionierte auch bei den starken Rotationen bei Gemini VIII. IBM hatte ein Schwungrad zur Erhöhung der Trägheit der Bandspule eingebaut. Kurzschlüsse bei Transistoren durch freigerüttelte Partikel (nicht erkennbar auf Röntgenbildern). Vermeidung durch Reinraumproduktion. Ein Gemini-Computer funktionierte sogar nachdem er zwei Wochen in Meereswasser gelegen hatte [Tom88, p. 25].

13 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 13/67 Benutzerschnittstelle Fish-eye view of interior of Gemini 7 spacecraft with Manual Data Insertion Unit (MDIU, bottom left) and Incremental Velocity Indicator (IVI). Source: NASA #S

14 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 14/67 MDIU und IVI [Tom88, p. 23] MDIU had 10-digit keyboard with 7-digit register. Register displayes as a simple rotary odometer. First two digits indicate memory address (1 99). Remaining five digits display data. Negative numbers have a 9 as first digit. IVI displayed velocity increments required for, or as result of, a powered maneuver. 3-digit feet-per-second displays for each axis (forward-back, up-down, left-right).

15 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 15/67 Benutzung des Computers [Tom88, p. 24] Nur für Steuerungsmanöver notwendig, ansonsten abgeschaltet (Stromsparen). Magnetkernspeicher behält seine (Programm-)Daten. Vor dem Abschalten: als nächstes benötigtes Modul vom Band laden. Braucht 20 Sekunden zum Hochfahren (start-up diagnostics).

16 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 16/67 Catch-up and Rendezvous [Tom88, p. 24] Catch-up: change orbit to make a diagonal rendezvous approach. Crew enters ground-calculated desired rendezvous angle into address 83. Rendezvous angle: how much farther down the 360-degree orbit should the rendezvous take place (example: 1/3 orbit = enter into register using MDIU). Enter degree interval for updates on the IVI at address 93. Degree interval example: means that IVI recalculates velocity changes at 120 degrees from rendezvous point (start), 80, degrees to go, 40 degrees to go etc. Computer caluclates possibility of rendezvous within fuel limits. Press START, IVI displays velocity differentials. Pilot fires thrusters until displays are all zero. Velocity differentials were checked by crew (paper-and-pencil using nomographs) and ground. During rendezvous, radar feeds information to computer for final adjustments.

17 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 17/67 Gemini Software [Tom88, p. 17ff] Software geschrieben in Assembler. Als erste höhere Programmiersprache wird FORTRAN in Betracht gezogen. Verbreitete Meinung dazu: Many thought its [FORTRANs] compiler-produced machine code to be less effective in utilizing machine resources than machine language programs written by humans. Ursprünglicher Plan: Ein einzelnes Programm, welches für jede neue Mission überarbeitet wird. Aber schnell erkannt: manche Teile des Programms ändern sich nicht oder kaum; Einführung von Softwaremodulen. Weiterer Vorteil von Modularisierung: Lösung für die Größenprobleme des Programms (passte nicht mehr in den Hauptspeicher). Module ab Gemini VIII: executor, prelaunch, ascent, catch-up, rendezvous, re-entry. Executor als scheduler der anderen Module.

18 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 18/67 Validierung der Software [Tom88, p. 20] Hersteller der Kapsel (McDonnell-Douglas) schreibt Specification Control Document (SCD). Drei Test-Stufen: 1. IBM entwickelt aus SCD ein FORTRAN-Programm, um die Software zu validieren (Überprüfen der Gleichungsberechnung). 2. Man-in-the-loop-Simulationen: Software wird im Simulator von Hand bedient und durchgetestet. 3. refined digital simulation in Mission Verification Simulation (Zusammenspiel von Software und Simulatorinputs). NB: kein Backup-Computer; alles musste funktionieren. Vorübergehende Fehler (durch Spannungsschwankungen oder Scheduling-Probleme): Fehlererkennungsroutinen in die Software eingebaut.

19 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 19/67 Frühe Missionsplanungen [All00, p. 134] Schon bevor Kennedy das space race eröffnete, hatten NASA-Strategen Überlegungen darüber angestellt, wie man am besten zum Mond fliegt (mission modes). Ansatz: direct flight Eine riesige Rakete, obere Stufe fliegt direkt zum Mond. Mondlandung nach kurzem Aufenthalt in einer Mondumlaufbahn. Nach der Mond-EVA, Start der Rakete und direkter Flug zurück zur Erde. Vorteile: Kein Rendezvous und Docking weniger Risiko.

20 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 20/67 Nachteile von direct flight Nachteile: Gesamte (Treibstoff-)Vorräte müssen mitgenommen werden. Mondrakete (auch nur die oberste Stufe) wird extrem groß und schwer. Navigation und Landung auf dem Mond verlangt extrem präzise Navigation. Starke Raketenmotoren für Landung nötig, extrem feste Landebeine. Notwendidge Rakete ist größer als alles, was die NASA jemals entwickelt hatte.

21 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 21/67 Earth Orbit Rendezvous (EOR) Einzige vernünftige Alternative Anfang der 1960er: EOR. Start mehrerer Saturn V-Raketen mit Modulen und Vorräten für das Mondraumschiff. Zusammenbau im Erdorbit. Flug zum Mond und Rückkehr wie direct flight. Vorteile: Keine neuen Mega-Raketen notwendig. Rendezvous im Erdorbit kann von der Erde aus gesteuert werden. Nachteile wie direct flight. Anfangs entwickelt und unterstüzt von der Gruppe um Wernher von Braun am Marshall Space Flight Center.

22 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 22/67 Lunar Surface Rendezvous [All00, p. 135] Ab 1959 vorgeschlagen vom Jet Propulsion Laboratory: Bevor Astronauten zum Mond geschickt werden: Unbemannte Versorgungsraketen (mit Treibstoff, Technik, Rückflugraumschiff etc.) werden direkt auf den Mond geschossen. Erst wenn die Funktionsfähigkeit der Rückflugtechnik feststeht, werden die Astronauten losgeschickt. Vorteile: Kritische Rückflugtechnik kann nicht kaputtgehen (wird nur verwendet, wenn sicher gelandet). Nachteile: Hohe Risiken beim Umstieg auf dem Mond (Finden derselben Landestelle).

23 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 23/67 Notwendige Raketentechnik [All00, p. 136] Anfang der 1960er existierten die großen Raketen (Saturn, Nova) nur auf dem Reißbrett. Konstruktion der Raketen ist abhängig von der Missionsplanung und umgekehrt: Für bestimmte Missionspläne braucht man große Raketen. Fertigstellung verlässlicher großer Raketen (wie Nova) bis zum Ende der 1960er war fraglich. Auch die Raumschiffe sind abhängig von der Missionsplanung (Zuschlag für North American Aviation geschah vor der Festlegung des mission mode). Verzweiflung macht sich breit. Ein Vorschlag: Flug eines Astronauten zum Mond ohne Rückflugtechnik. Regelmäßige unbemannte Versorgungsflüge zum Mond, bis man die notwendige Rückflugtechnik entwickelt hat. Teufelskreis muß gebrochen werden. Ansatz: Lunar Orbit Rendezvous.

24 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 24/67 Moon landing mission profile (NASA #S )

25 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 25/67 Lunar Orbit Rendezvous (LOR) [Kel01, p ] Erste Ideen formuliert Getrennte Raumschiffe für Landung auf dem Mond und auf der Erde. Rendezvous im Mond-Orbit. Modulares Raumschiff: verbrauchte Komponenten werden zu gegebener Zeit entsorgt. V ist die kritische Größe (logische Fortsetzung des Stufenprinzips). Vorteile: Benötigt nur einen Start (mit Saturn V machbar). Nachteile: Verlangt autonome Steuerungsfähigkeit der Raumschiffe außerhalb der Erdkontrolle (wichtig: Computersteuerung!). Höhere Risiken durch Fehlen von Abbruchprozeduren für Rendezvous im Mond-Orbit [All00, p. 138]. LOR: nicht populär unter NASA-Managern bis 1961.

26 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 26/67 Wendung zu LOR (1/2) Anfang der 1960er werden diverse Kommittees und Konferenzen eingesetzt, um die Frage der Missionsalternativen zu beantworten. Golovin Kommittee soll 1961 die Frage nach der Trägerrakete entscheiden und erkennt den Teufelskreis. John Houbolt (Langley) präsentiert LOR vor dem Kommittee, LOR wird endlich als ernsthafte Alternative angesehen. Verfechter von EOR treffen auf strukturelle Probleme ihres mission mode. Beispiel: Schweres Raumschiff braucht starke Raketenmotoren. Starke Motoren wirbeln viel Staub auf bei Landung. Bei EOR hat man Probleme, bei der Landung den Mond zu sehen. Multifunktionsraumschiff erscheint inadequat.

27 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 27/67 Wendung zu LOR (2/2) 1962: Werher von Braun wendet sich LOR zu. [LOR] offers the highest confidence factor of accomplishment within this decade. [... ] A drastic separation of these two functions [command and landing module] into two separate elements is bound to greatly simplify the development of the spacecraft system [and] result in a very substantial saving of time. Die Entscheidung zugunsten von LOR war gefallen.

28 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 28/67 Apollo-Komponenten Saturn V-Rakete. Nutzlast: eigentliches Apollo-Raumschiff Kommandokapsel (command module, CM). Service-Modul (service module, SM). Mondlandefähre (lunar module, LM). Gewicht der Nutzlast: zwischen 36 (Apollo 8) und 53 Tonnen (Apollo 17).

29 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 29/67 Vergleich [All00, p. 140]

30 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 30/67 Kommandokapsel Kombination aus Cockpit, Büro, Labor, Funkzentrale, Küche, Schlafzimmer, Badezimmer und Kneipe [All00, p. 140]. Weiterentwicklung der Mercury-Kapsel. Stumpfes Ende für Wiedereintritt. Geschwindigkeit bei der Rückkehr vom Mond höhe als beim Wiedereintritt aus dem Erdorbit (Weiterentwicklung des Hitzeschildes notwendig). Wasserlandung auch für finale Rückkehr: Startbasis in Florida macht Wasserlandung sowieso notwendig (bei Notfallabbruch). Daten: Höhe: 3, 22 m. Durchmesser: 3, 91 m. Startgewicht (inklusive Besatzung): 5900 kg Gewicht bei Landung: 5310 kg.

31 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 31/67 CM [Sul02, p. 19]

32 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 32/67 CM [Sul02, p. 21]

33 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 33/67 CM-Hauptstrukturen [Sul02, p. 22]

34 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 34/67 Honeycomb Structure und zentrales Hitzeschild [Sul02, p. 24/26] Primary structure: Druckkabine gefertigt aus leichten aber stabilen Aluminium-Strukturen (honeycomb). Reibungshitze beim Start bis zu 650 deg C. Im Weltraum: Zur Sonne hin gewendete Seite: bis zu 140 deg C Der Sonne abgewandte Seite: bis zu 170 deg C Im Weltraum deswegen leichte konstante Drehung, um gleichmäßige Erwärmung des Raumschiffes zu erreichen (barbecue roll) [All00, p. 142]. Hitze beim Wiedereintritt: bis zu 2800 deg C (hauptsächlich abgefangen durch den hinteren Hitzeschild).

35 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 35/67 Hinteres Hitzeschild [Sul02, p. 26]

36 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 36/67 Details honeycomb-zellen aus Plastik gefüllt mit einem hitzeableitenden Material (epoxy resin). Material verkohlt und schmilzt während des Wiedereinritts; absorbiert Wärme und leitet sie ab. Mitte der 1960 Jahre gab es kein Material, was so hohe Temperaturen ausgehalten hätte, ohne zu verbrennen. Dicke: bis zu 5 cm. Hitzeschild kann auch den Einschlag kleiner Meteoriten aushalten.

37 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 37/67 Bereiche [Sul02, p. 22]

38 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 38/67 Drei Hauptbereiche Forward compartment Crew compartment Aft compartment

39 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 39/67 Forward Compartment [All00, p. 143] Ring um den Docking-Tunnel. Enthält alles, was zur Landung notwendig ist (Fallschirme, Positionslicht, Positionierungsantelle, Schwimmhilfen). Enthält außerdem Anwurfmechanismus für vorderen Hitzeschild (wurde abgeworfen, bevor sich die Fallschirme öffnen konnten). Vorderer Hitzeschild (forward heat shield): Enthält vier Verankerungspunkte für launch escape tower. Launch escape tower wurde kurz nach dem Start abgesprengt und zusammen mit boost protective cover weggeschossen.

40 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 40/67 Crew and Aft Compartment [All00, p. 144] Aft compartment: Unterer Bereich direkt über dem aft heat shield. Hauptsächlich Stauraum, Vorratstanks und kleine Steuerdüsen. Crew compartment: Ca. 6 m 3, klimatisiert auf 21 bis 24 deg C Reine Sauerstoffatmosphäre. Beinhaltet Kühlsystem für Bordelektronik: Im Weltraum gibt es weniger/keine Luftzirkulation! Überschüssige wärme wird in den Weltraum abgestrahlt. Mittlerer Sitz kann zusammengefaltet werden.

41 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 41/67 Crew Compartment [Sul02, p. 51]

42 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 42/67 Reaction Control System [All00, p. 148] Größere Kurskorrekturen (Bahntransfers) wurden durch Zünden des service propulsion systems (SPS) am Service-Modul erreicht. Kleinere Kurskorrekturen (barbecue roll, docking, Steuerung bei Wiedereintritt) durch reaction control system (RCS). RCS am CM: Zwei unabhängige (redundante) Systeme von 6 Düsen um das CM herum (zwei pro Achse x, y, z). Verwendet hypergolischen Treibstoff (hydrazine/nitrogen tetroxid). Jede Düse hat einen Schub von 400 N. RCS am SM: Viermal vier Düsen in 90 deg-winkeln am SM verteilt. Hypergolischer Treibstoff (derselbe wie im CM). Jede Düse 450 N Schub.

43 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 43/67 CM RCS [Sul02, p. 33]

44 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 44/67 SM RCS [Sul02, p. 110]

45 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 45/67 CM Main Control Panel [Sul02, p. 69]

46 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 46/67 Warum Computer? Computersteuerungen der Raumschiffe erlaubte größere Präzision bei der Steuerung und somit verbesserte Effizienz der Treibstoffnutzung. Weiterer Vorteil: Erhöhung der Autonomie! Als Nachteil wurden die Risiken einer unerprobten Technologie angeführt. Steuermanöver (wie das Feuern der Triebwerke zur Bahnänderung) wurden komplett auf der Erde berechnet und dann in den Computer eingegeben. Offizielle Gründe für die Einführung von Computern in Apollo sprechen für sich [All00, p. 176]: Denial-of-Service durch hostile jamming kann vermieden werden. Erfahrungen sammeln für interplanetare Missionen (z.b. Mars). Entlastung der Bodenstationen, sollten einmal sehr viele Raumschiffe gleichzeitig unterwegs sein.

47 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 47/67 Navigationsunterstützung (1/2) Ohne gut sichtbare und genaue Referenzpositionen ist es schwer, die eigene Position zu bestimmen. Problem im Weltraum: entweder nur sehr große Referenzen (Erde, Sonne) oder sehr kleine und weit entfernte Referenzen (Sterne). Lösung: Trägheitsnavigation (inertial guidance). Deutsche Erfindung aus dem 2. Weltkrieg zur Raketensteuerung. System von Sensoren erfasst Änderungen in Richtung und Geschwindigkeit und berechnet daraus momentane Position. System muss sehr genau sein.

48 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 48/67 Navigationsunterstützung (2/2) Erste Idee: Computer berechnen selbständig Position und werden regelmäßig durch Astronauten justiert. Wegen Zuverlässigkeitsanforderungen hätten mindestens zwei Computer mitgeführt werden müssen (zusätzliches Gewicht und Stromverbrauch). Aufgabe war zu komplex für die damalige Soft- und Hardware. Weitgehende Aufgabe von Autonomie: Berechnungen wurden durch Bodenstationen ausgeführt. Bahnverfolgung von der Erde sehr präsize möglich durch weltweites Netz von Doppler-Sensoren. Konnte von der Erde sogar barbecue roll messen.

49 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 49/67 Erste Designs: Block I [Tom88, p. 33] Der Apollo-Computer hatte zwei Versionen: Block I und Block II. Block I basierte auf dem Steuerungscomputer der Polaris ICBM. Ebenfalls entwickelt am MIT (Draper-Labor), die auch den Zuschlag für den Apollo-Computer bekommen hatten. Gebaut aus einzelnen elektronischen Bauelementen (Transistoren, core transistor logic). Logik konnte nicht negieren (wichtige Operation). Rechner hatte destructive readout (Flip-Flop verliert seinen Wert nach dem Auslesen). Ausgelegt für direct flight. Block I hatte eine berechnete Ausfallrate von Stunden (MTBF = mean time between failures). Modularer Aufbau mit der Möglichkeit, während des Fluges Reparaturen auszuführen. Rechner war aber nicht (luftdicht) versiegelt (was später als wichtiger angesehen wurde als die Reparaturmöglichkeit).

50 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 50/67 Block II: integrierte Schaltkreise [Tom88, p. 33] 1962 wurden erstmals die noch jungen integrierten Schaltkreise (ICs) zur Verwendung im Apollo-Computer in Erwägung gezogen. Die ersten ICs waren 1959 auf den Markt gekommen. Keine verwertbaren Zuverlässigkeitswerte vorhanden. Chancen der Technologie wogen die Risiken auf. Wahl fällt auf direct-coupled transistor logic (DCTL) 3-Input NOR-Gatter (bestehend aus drei Transistoren und vier Widerständen). Insgesamt solche Gatter verbaut in einem Computer. Verschiedene Gatter (NAND etc.) hätte Anzahl der benötigten Bauteile verringert, hätte das Design aber komplizierter gemacht. Befehlszyklus 11, 7 Millisekunden. In 1962 und 1963 wandern 60% der gesamten US-Produktion von integrierten Schaltkreisen in das Apollo-Projekt. Konservative NASA hier erstmals Treiber der Technologie. it wasn t bold; it was just the easy thing to do to get the size and power and other requirements [Tom88, p. 34]

51 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 51/67 Der Apollo Computer [Tom88, p. 34] Passte in eine Kiste cm und wog 32 kg (im lower equipment bay). Taktfequenz 1 MHz. Benötigt 70 Watt bei 28 Volt Gleichspannung (DC). Verwendet Magnetkernspeicher. Identischer Computer im LM. Speicherwort: 16 Bit. Viele Computer liefen bereits mit 24 Bit. Kleinere Wortbreite erlaubte einfacheres Design. Daten: 14 Bit Werte, 1 Bit Vorzeichen, 1 Bit parity. Doppelte und dreifache Genauigkeit möglich. Dreidimensionaler Positionsvektor benötigte drei Werte mit doppelter Genauigkeit. Zahlen wurden immer als Bruch gespeichert (Zahl zwischen 0 und 1). Maschinenbefehle: Bits 1 bis 12 Adresse und Bits 13 bis 15 oktaler Befehlscode. Alle Module des Computers waren luftdicht versiegelt

52 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 52/67 Adressierung [Tom88, p. 35] Wegen Platz- und Gewichtsbeschränkungen wurden nur sehr wenige Register über Flip-Flops implementiert: Akkumulator (Register , A ). Niederer Akkumulator (000001, L ). Rücksprungadresse (000002, Q ). Erasable bank register (000003, EB ). Fixed bank register (000004, FB ). Nächster Befehl (000005, Z ). Both bank register (000006, BB, Kombination von EB und FB). Bank -Register waren notwendig, weil ein Befehl nur 12 Bits adressieren konnte. Speicher wurde in Bänke aufgeteilt: Vollständige Adressierung bestand erst aus dem Schreiben der Bank in das Register.

53 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 53/67 Hardware vs. Software Vereinfachte Hardware erkauft durch kompliziertere Programmierung. Dies sollte sich später rächen. Probleme des Software Engineering nicht früh genug erkannt! Um Gewicht und Platz zu sparen, wurde nur ein einziger Addierer in den Rechner eingebaut. busiest circuit in the machine [Tom88, p. 36] Speicherbedarf ursprünglich auf 4K fixed memory und 256 Worte erasable memory geschätzt. Speicherknappheit war ein konstantes Problem bei der Entwicklung. Wenn Speicherbedarf besser abgeschätzt worden wäre, hätte man sich wohl für breitere Speicherworte entschieden. Am Ende: 24K fixed und 2K erasable.

54 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 54/67 Produktionsprobleme Entwicklung des Block I-Designs begann Mitte Installation im Raumschiff September Erster Flug August Drei Jahre später: finale Block II-Version fertig. Insgesamt 75 Computer (davon 57 Block II). MIT vergibt den Produktionsauftrag an Raytheon (auch heute noch bekannter Raketenproduzent: Cruise Missiles). Produktionsabteilung wächst in einem Jahr von 800 auf 2000 Mitarbeiter. Ursprüngliche Projektplanung ging von (billigerem) Block I-Design aus: deutliche Überziehung des Budgets. Hastige Entwicklung führt 1966 zu vollständigen Aufrollen des Design- und Entwicklungsprozesses.... reliability of the Apollo computer was bought with money. [Tom88, p. 40]

55 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 55/67 Benutzerschnittstelle [Tom88, p. 53] Display and keyboard unit (DSKY). Zwei DSKY im CM, eins im LM. DSKY-Aktivität wurde vom Boden aus überwacht. Etwa Tastaturanschläge für eine Mondmission notwendig. http: //spaceflight.nasa.gov/gallery/video/apollo/apollo11/mpg/apollo11_dlclip05.mpg

56 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 56/67 DSKY Layout [Tom88, p. 54]

57 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 57/67 Details Schwarze Tasten für Input. Links oben: Leuchtanzeigen für Alarm und andere Aktivitäten. UPLINK ACTY: Daten vom Boden werden empfangen. TEMP: Temperatur der stable (Navigations?) Sensoren ausserhalb erlaubtem Bereich. NO ATT: Trägheitsnavigationssystem muss justiert werden. GIMBAL LOCK: Trägheitssensoren verklemmt [All00, p. 175]. STBY: Computer ist auf standby. PROG: Computer wartet auf zusätzliche Eingaben. KEY REL: Computer benötigt DSKY (ggf. momentane Eingabe unterbrechen). RESTART: Computer macht gerade einen Neustart. OPR ERR: Eingabefehler. TRACKER: Justieren durch optische Justieranlage fehlgeschlagen. Rechts oben: Anzeigen zum aktuell laufenden Programm bzw. Registerinhalten. COMP ACTY: Computer bearbeitet ein Programm.

58 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 58/67 2nd DSKY in Aft Compartment Astronaut James Lovell takes a star sighting during Apollo 8. Source: NASA #S

59 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 59/67 Service Module [All00, p. 159] Unterteilt in 6 Bereiche mit zentralem Zylinder (mit Durchmesser 1, 12 m). Sektor 1: Wissenschaftliche Instrumente und Kameras Sektor 4: Drei Brennstoffzellen zur Erzeugung von elektrischer Energie. Zwei LOX-Tanks und zwei LH 2 -Tanks. Environmental control radiators zur Abstrahlung von Wärme.

60 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 60/67 SM Sectors [Sul02, p. 99]

61 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 61/67 Sektor 1 [Sul02, p. 120]

62 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 62/67 CM SPS [Sul02, p. 112]

63 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 63/67 Details [All00, p. 160] SPS war selbst nur etwa 1 m lang, Düse steht aber 2, 7 m aus dem SM heraus (maximaler Durchmesser 2 m). Höchste Zuverlässigkeitsanforderungen: Versagen gefährdet direkt das Leben der Astronauten (keine Redundanz möglich). Keine Treibstoffpumpen: Treibstoff wird über Hochdruckgase in die Brennkammer transportiert. Hypergolische Brennstoffe (75% der Masse des SM war Treibstoff). Technische Daten: Schub: N Treibstoff reicht für 8, 5 Minuten. Konnte 36 Mal neu gezuündet werden. Spezifischer Impuls: 314 s V = 2, 8 km/s 2

64 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 64/67 Wiedereintritt [All00, p. 152] Raumschiff erreicht Erdatmosphäre mit einer Geschwindigkeit von ca. 11 km/s. Eintrittswinkel kritisch: Luftwiderstand erzeugt Abbremskraft (drag) bis zu 6g. Aerodynamische Eigenschaften der Kapsel erzeugen Auftrieb (lift). Verhältnis zwischen drag und lift wird durch Eintrittswinkel bestimmt. Zu steil: drag (und damit Hitzeentwicklung) kann zu groß werden. Zu flach: lift wird zu groß, Kapsel wird von der Atmosphäre reflektiert. Wiedereintritt wird vom Computer geflogen. Astronauten können Wiedereintritt auch von Hand fliegen. Landegenauigkeit sinkt aber (... nicht mehr die gesamte Navy beanspruchen).

65 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 65/67 Wiedereintritt [All00, p. 153] Detailed description of Apollo 11 CM features:

66 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 66/67 Rückblick und Ausblick Computertechnik bei Gemini Missionsplanung: Entscheidung für LOR notwendig aber spät. Systeme: CM, SM. Apollo-Computer. In der Übung: Einzelne Apollo-Missionen. Vorgeschmack: Apollo 15 Hammer und Feder -Experiment.

67 Apollo, Space Shuttle, Melissa und Google (Sommersemester 2006) 67/67 Literatur [All00] Jonathan Allday. Apollo in Perspective: Spaceflight then and now. Institute of Physics Publishing, [Kel01] Thomas J. Kelly. Moon Lander: How we developed the Apollo lunar module. Smithsonian, [Sul02] Scott P. Sullivan. Virtual Apollo. Apogee Books, [Tom88] James E. Tomayko. Computers in Spaceflight: The NASA Experience. Number NASA Contractor Report NASA History Office, March 1988.