LE PLSS et l'OPS

Mais quelle est donc cette chose ?? Tout d'abord l'acronyme PLSS (prononcé "pliss") veut dire Portable Life Support System. Il est souvent appelé Backpack (pour sac à dos.. en beaucoup plus évolué!). En français cela se traduit par système support de vie portable. Il contient le nécessaire pour survivre sur la surface lunaire ou dans le vide spatial.
Développons le sujet !

PLSS avec protection, mais sans l'OPS (fixé normalement dessus)

PLSS complet (PLSS + OPS) sans carter de protection

Le PLSS se présente donc comme un sac à dos rigide de 67,16 cm de haut (sachant que pour les premières missions lunaires, Apollo XI à XIV, il mesure 51,6 cm car n'ayant pas de réservoir d' eau supplémentaire), 45,3 cm de large, 21,4 cm de profondeur à son sommet et 26,6 cm de profondeur en son milieu, il pèse environ 38,1 kg (masse du modèle original testé lors du vol Apollo 9). Plus tard leur masse passera à 47,2 kg (dès Apollo 15).
Il est conçu pour assurer les fonctions suivantes :
- distribution d'oxygène pour la respiration de l'astronaute, et la pressurisation du scaphandre (3,7 à 4 PSIG).
- ventilation et épuration (il fait circuler l'air ambiant et recycle l'oxygène en enlevant le CO₂, les odeurs, l'humidité et les traces de contaminants).
- régulateur thermique (liquide de refroidissement avec le vêtement de refroidissement liquide, LCG pour Liquid Cooling Garnment).
- communications: données vocales et télémétrie.
- il alerte l'astronaute des éventuels disfonctionnements de son système.

L'ensemble de l'appareillage du PLSS est protégé par une coque en fibre de verre bleu. Celle-ci l'enveloppe au 3/4 et sert de protection contre d'éventuelles chutes ou impacts de micrométéoroïde. Cette coque est robuste ; le risque qu'un micrométéoroïde la perfore pour que les débris de l'impact heurtent la machinerie du PLSS a été estimé en février 1966 comme étant d'un ordre de grandeur inférieur au risque de perforation de l'ITMG. Un isolant thermique composé de tissu résistant au feu (Beta cloth) et de Kapton recouvre la coque pour limiter les fuites de chaleur dans ou à l'extérieur, en fonction de la température de la Lune. Un isolant similaire couvre le système de purge d'oxygène (l'OPS).

Les PLSS d'Apollo 11 à 14 version -6 (ou tiret 6) sont certifiés pour une durée de 6 h. Les PLSS d'Apollo 15 à 17 version -7. est un système certifié pour 8 heures de fonctionnement à un taux métabolique moyen de 930 btu/h ou 6 heures de vie à un taux métabolique moyen de 1204 btu/h. Le PLSS -7, comme son prédécesseur le -6, a fonctionné sans problème (dans les limites des paramètres d'exploitation) lors de toutes les missions lunaires. Le PLSS -7 a régulièrement effectué des sorties extravéhiculaires de plus de 7 heures, retournant au LM avec de la capacité en réserve.

Comme l'expérience et la confiance grandissent après les premières missions d'exploration, il devient apparent que la durée des EVAs peuvent être rallongées. Les EVAs des vols Apollo XI à XIV furent limitées à environ 4 h. Pour soutenir les plans d'exploration plus ambitieux des vols Apollo XV à XVII, la durée de fonctionnement opérationnelle du PLSS est doublée (donc environ 8 h).
Les changements effectués sur le PLSS sont :
- la capacité d'oxygène : la pression du réservoir d'oxygène principal augmente à 1430 PSIA (1020 PSIA à l'origine, PSIA pour pound per square inch ou livre par pouce carré).
- l'alimentation en eau (feedwater) pour la régulation thermique est augmentée à 5,22 kg (environ 5,2 L) au lieu de 3,86 kg (environ 3,9 L).
- batterie: la capacité augmente à 390 watt/heures au lieu de 279 watt/heures.
- l'hydroxyde de lithium : on développe un boîtier pouvant contenir 1,415 kg de LiOH, au lieu de 1,360 kg.
La capacité de l'OPS ne change pas et reste à environ 30 min d'oxygène pour respirer et se rafraîchir. Quand il est combiné avec le "Buddy Secondary Life Support System", qui lui utilise le PLSS fonctionnel pour la régulation thermique, l'OPS peut alors fournir de l'oxygène pendant 75 à 90 min.

Anecdote : le 12 décembre 1972, le record mondial de la plus longue sortie extravéhiculaire, 7 heures et 37 minutes, a été établi par les astronautes d'Apollo 17, Cernan et Schmitt, avec le PLSS -7. Ce record a été maintenu jusqu'au 13 mai 1992, date à laquelle les astronautes de la mission STS-49, Thuot, Hieb et Akers, ont effectué une sortie extravéhiculaire de 8 heures et 39 minutes en utilisant les PLSS conçus pour les EMU en fonction sur le space shuttle.

LES DIFFÉRENTS SYSTÈMES ET PROCESSUS DE FONCTIONNEMENT

Le circuit de ventilation d'oxygène (Oxygen Ventilating Circuit ou OVC) :

Ce circuit fermé, régule la température, l'humidité et le contrôle des contaminants. Les gaz recyclés et l'oxygène frais entrent dans le scaphandre, absorbent la chaleur, l'humidité, et les contaminants du corps (résultants de la respiration et de la transpiration). Le gaz souillé est alors envoyé dans la cartouche d'hydroxyde de lithium du PLSS où les contaminants sont retirés.
Décontaminé, le gaz entre ensuite dans le sublimeur (échangeur de chaleur) où la chaleur est enlevée (vers le haut), et l'excès d'humidité (du liquide de refroidissement) est condensée. Après, l'eau est enlevée par un séparateur d'eau et transférée dans un réservoir de stockage. Un ventilateur force l'air par un clapet anti-retour d'écoulement arrière, finissant le processus de réutilisation.

Plus en détail

Le circuit de ventilation d'oxygène fournit de l'oxygène frais et refroidi à une pression de 3,5 à 4,0 psia à travers le PGA. Un ventilateur force l'oxygène dans le PGA permettant sa circulation à un débit de 5,5 acfm avec une élévation de pression minimale de 3,81 cm d'eau. La température du point de rosée à l'entrée du costume est de 10°C (ou en dessous) et la température d'entrée de l'oxygène est d'environ 25°C (nominal). Après avoir traversé le système de ventilation de la combinaison, l'oxygène revient au PLSS par le connecteur d'entrée du PLSS. Dans le PLSS, l'oxygène passe à travers l'ensemble de contrôle des contaminants où un lit de charbon actif enlève les odeurs et un lit de granules d'hydroxyde de lithium élimine le dioxyde de carbone. Un filtre Orlon périphérique supprime les particules étrangères.

De l'ensemble de contrôle des contaminants, l'oxygène traverse le sublimateur, celui-ci refroidit l'oxygène et condense la vapeur d'eau. Un capteur à la sortie du sublimateur mesure la température du gaz à la sortie du sublimateur pour la télémétrie. Du sublimateur, l'oxygène passe à travers un séparateur d'eau qui élimine, à une vitesse maximale de 230g / h, l'eau de condensation emprisonnée dans le flux d'oxygène.
Le condensat est acheminé du séparateur vers les sections extérieures des réservoirs d'eau d'alimentation principale et auxiliaire à travers le vanne d'arrêt d'eau et la soupape de surpression. L'oxygène du séparateur retourne à l'entrée du groupe de moto-ventilateur . Un capteur de dioxyde de carbone shunté autour du groupe de moto-ventilateur échantillonne le flux d'évent d'oxygène et surveille le niveau de dioxyde de carbone pour la télémétrie. L'oxygène d'appoint du sous-système d'oxygène principal pénètre dans la boucle de ventilation d'oxygène juste en aval de la sortie du ventilateur. Le groupe de moto-ventilateur fonctionne à 18 600 ± 600 tr / min avec une tension d'entrée de 16,8 ± 0,8 VDC (Volt Directionnel Courant).

Sous-système d'oxygène principal (Primary Oxygen Subsystem ou POS) :

L'oxygène gazeux dans le PLSS fournit la pressurisation du scaphandre et la respiration de l'astronaute. Le sous-système se compose d'un réservoir principal d'oxygène qui assure le remplacement de ce gaz dans l'OVC au fur et à mesure qu'il est consommé par l'astronaute. Sa capacité est de 0,458 kg (1,01 lb) d'oxygène à 1020 psi. Par la suite, le grammage et la pression augmenteront pour atteindre 0,640 kg (1,65 lb) et 1430 psi. Le réservoir est un cylindre en acier inoxydable soudé avec des extrémités hémisphériques formées cryogéniquement. On trouve également un raccord de remplissage, un régulateur de pression, une vanne d'arrêt et une tubulure de raccordement. Les tubes et les raccords, en acier inoxydable haute pression et résistants à la corrosion, relient le réservoir à l'ensemble du régulateur d'oxygène.
L'homme d'équipage actionne une soupape d'arrêt sur l'ensemble du régulateur d'oxygène principal au moyen d'un levier de commande situé dans le coin inférieur droit du PLSS. Lorsque le PLSS n'est pas utilisé ou lorsque le sous-système d'oxygène principal est en charge, la vanne d'arrêt d'oxygène est fermée.

L'oxygène d'appoint s'écoule du réservoir principal d'oxygène à travers la vanne d'arrêt et le régulateur jusqu'au circuit de ventilation d'oxygène. Le régulateur fournit une pression de 3,85 + 0,15 psia au circuit de ventilation. Un orifice limite le débit à un maximum de 1,81 kg par heure à 10°C avec une pression d'alimentation de 1500 psia, protégeant ainsi le PGA de la surpression si le régulateur tombe en panne. Un transducteur de pression d'oxygène à la sortie du réservoir fournit des signaux électriques à l'indicateur de quantité d'oxygène du RCU et au système de télémétrie du PLSS. Si le débit d'oxygène dépasse 227 g à 295 g par heure, un capteur de débit d'oxygène placé en aval du détendeur émet une tonalité jusqu'à ce que le débit diminue à 227 g à 295 g par heure (un débit continu de 227 g à 295 g par heure pendant 5 secondes est nécessaire pour provoquer l'actionnement). Deux transducteurs de pression supplémentaires dans le sous-système d'oxygène principal sont utilisés pour surveiller la pression du PGA. L'un est utilisé pour la surveillance de la télémétrie, et l'autre active une tonalité d'avertissement sonore lorsque la pression chute en dessous de 3,10 à 3,40 psid. Le sous-système d'oxygène principal est rechargé à l'aide d'un raccord rapide de remplissage étanche.

Circuit d'eau de refroidissement (Liquid Transport Loop ou LTP) :

Circuit fermé actionné par une pompe, c'est une boucle de recirculation de l'eau de refroidissement qui fournit un contrôle thermique à l'astronaute en dissipant la chaleur à travers le sublimateur. L'eau chaude du LCG pénètre dans le PLSS via la MWC (Multiple Water Connector pour connecteur multiple à eau). L'eau passe ensuite dans un séparateur de gaz qui peut entraîner un minimum de 30 acc de gaz. Si les performances de refroidissement se dégradent à cause du gaz supplémentaire, les astronautes peuvent ventiler manuellement le piège à température ambiante et le préparer pour un piégeage supplémentaire. Du séparateur, l'eau de refroidissement entre dans la pompe qui force l'eau à travers le sublimateur pour le refroidissement. La pompe fournit un débit minimal de 1,81 kg par minute avec une élévation de pression de 1,9 psi à travers les parties d'entrée et de sortie du MWC du PLSS. L'eau refroidie du sublimateur passe à travers la chemise de refroidissement du moteur du ventilateur, puis à travers la vanne de dérivation et resort par le MWC.
L'astronaute règle le débit de l'eau de refroidissement avec la vanne de dérivation.
On contrôle le refroidissement, en aiguillant la circulation de l'eau dans le circuit du liquide de transport vers le sublimeur grâce à une valve d'aiguillage. Elle possède trois positions, qui servent à réguler la quantité d'eau envoyée au sublimeur. Lorsque l'aiguillage est réglé au minimum, il y a moins d'eau qui afflue vers le sublimeur, tout en circulant entre 23,8° et 26,6°C (75 et 80°F). Au niveau intermédiaire, la température de l'eau entrant dans le circuit de la combinaison oscille entre 15,5°et 23,8°C (60° et 75°F), et au maximum, une plus grande quantité d'eau va vers le sublimeur (ce qui permet un refroidissement total), la température se situe entre 4,4° et 7,2°C (40 et 45°F).
La plupart du temps, l'équipage garde le réglage pour un refroidissement minimum, et parfois le réglage intermédiaire pendant les phases d'efforts. Le refroidissement est particulièrement efficace aux niveaux les plus élevés.
Le circuit du liquide de transport est reliée au circuit d'alimentation en eau par un clapet anti-retour qui permet à l'eau d'appoint d'entrer dans la boucle de transport en amont de la pompe. Un transducteur de température différentielle détecte la température différentielle de l'eau du LCG entrant et sortant du PLSS, et un transducteur de température détecte la température d'entrée du LCG. Les deux transducteurs fournissent des signaux électriques pour la télémétrie.

Anecdote :
John Young, commandant du vol Apollo XVI a remarqué qu'il gelait sur place rien qu'avec le réglage intermédiaire!

Circuit d'alimentation en eau (Feedwater loop ou FWL) :

Ce circuit contient un réservoir d'eau principal et un réservoir d'eau auxiliaire. Les réservoirs fournissent de l'eau à la plaque poreuse du sublimateur et recueillent la condensation fournie par le séparateur d'eau. Chaque réservoir est un réservoir rechargeable de type vessie. Les capacités minimales sont de 3,81 kg d'eau pour le réservoir principal et de 1,38 kg d'eau pour le réservoir auxiliaire. L'eau provenant des deux réservoirs s'écoule à travers une vanne d'arrêt et de décharge à commande manuelle. Cette vanne, lorsqu'elle est en position d'arrêt, sert de soupape de décharge pour empêcher la surpression du réservoir d'eau. L'eau entre alors dans la plaque poreuse du sublimateur, elle forme une couche de glace sur la surface de la plaque poreuse qui est exposée au vide. La chaleur provenant du circuit du liquide de transport et du circuit de ventilation d'oxygène est amenée à la plaque poreuse et est dissipée par sublimation de la couche de glace.
Un orifice limitant l'écoulement entre la vanne d'arrêt et de décharge et le sublimateur empêche le déversement excessif d'eau de la plaque poreuse du sublimateur pendant le démarrage ou pendant une éventuelle percée du sublimateur (condition dans laquelle la glace ne se forme pas à la surface de la plaque poreuse). Une vanne d'arrêt et de décharge séparée isole le réservoir d'eau auxiliaire du réservoir d'eau principal pendant le fonctionnement normal.
Si l'approvisionnement en eau principal est épuisé pendant l'EVA, l'astronaute peut ouvrir la vanne d'arrêt et de décharge du réservoir auxiliaire pour fournir un refroidissement supplémentaire. Les vannes d'arrêt et de décharge d'eau principale et auxiliaire sont actionnées par des poignées situées dans le coin inférieur droit du PLSS. Les réservoirs d'eau fournissent également de l'eau d'appoint au circuit du liquide de transport via un clapet anti-retour.
La pression du circuit de ventilation de l'oxygène force le condensat, du séparateur d'eau jusqu'à dans l'espace entre les logements du réservoir et les vessies des deux réservoirs. Cette action provoque une pression de 3,3 psid sur la vessie. Les réservoirs sont rechargés et drainés par des connecteurs de remplissage et de vidange fixés aux deux côtés des vessies. La recharge et le drainage sont effectués simultanément. Chaque vessie contient une conduite d'évent avec un raccord d'évent. Pendant la recharge, le connecteur d'évent est connecté à une ligne de vide pour éliminer le gaz piégé et assurer une charge complète. Un transducteur de pression d'eau, juste en amont du sublimateur, fournit une surveillance par télémétrie pour identifier la rupture du sublimateur ou l'épuisement de l'eau.
Le transducteur contient également un interrupteur qui actionne un avertissement sonore et un témoin d'avertissement de faible pression d'eau sur le RCU si celle-ci chute de 1,2 à 1,7 psia.

Système électrique (Electrical Power Subsystem ou EPS) :

Il fournit le courant électrique aux moteurs du ventilateur et de la pompe, au système de communications, et à l'instrumentation. L'énergie électrique est fournie par une batterie alcaline zinc - argent de 11 cellules ayant une puissance de 16,8 V dc. La capacité minimale de l'alimentation du PLSS est de 387,5 watts, ce qui correspond à une durée de vie de 2 ans. Le dispositif de verrouillage à goupille coulissante maintient la batterie en place. Entre les activités extravéhiculaires, un membre d'équipage peut libérer ce dispositif pour remplacer la batterie. Les limiteurs de courant protègent les circuits électriques sélectionnés contre les surintensités qui pourraient provoquer des incendies. Ces limiteurs dépassent le courant transitoire au-delà d'une charge normale mais s'ouvrent à une surcharge soutenue. Les transducteurs fournissent des signaux pour la télémétrie de la tension et de la tension de la batterie.

Système de communications extravéhiculaires :

L'EVCs (Extravehicular Communications System) fabriqué par RCA, permet d'atteindre les trois principaux objectifs de communication suivants :

- Assurer la transmission et la réception vocales principales et de secours entre la Terre et la Lune.
- Assurer la transmission par télémétrie des données physiologiques (biomédicales) vers la Terre.
- Assurer la transmission par télémétrie des données relatives aux performances (fonctions) du PLSS vers la Terre.

En détail, les capacités comprennent, les communications vocales en duplex et les communications d'urgence entre le vaisseau spatial et le membre d'équipage en EVA, les communications vocales entre les membres d'équipage, les communications vocales en duplex entre la Terre et l'un ou les deux membres d'équipage, un échantillonnage à modulation par impulsion d'amplitude de 30 canaux à 1,5 échantillon/seconde, une télémétrie simultanée de deux membres d'équipage et des signaux d'alarme sonores en réponse à des conditions d'urgence, il génère une alarme sonore pendant 10 ± 2 secondes en cas de situation dangereuse (si la position du sélecteur de mode EVC est modifiée, la tonalité d'avertissement se déclenche à nouveau pendant 10 ± 2 secondes si la situation dangereuse persiste). L'EVCS régule également la tension et le courant électrique des capteurs opérationnels du PLSS (transducteurs). Le fonctionnement du système de communication en mode double permet aux membres de l'équipage d'établir des communications vocales en duplex ininterrompues entre eux, avec le LM et, via le LM, par l'intermédiaire d'une antenne en bande S installée par l'équipage, avec le centre de contrôle de la mission. Les informations télémétriques sont transmises sans interrompre ou interférer avec les communications vocales.

L'EVCS consiste en un ensemble d'émetteurs-récepteurs compacts à haute fréquence (V.H.F.) qui fait partie intégrante du PLSS de chaque astronaute. Il mesure seulement 35,5 cm de long par 15,2 cm de large par 3,30 cm de hauteur (14 x 6 x 1 1/4 in) et pèse que (6,5 lb). Il fonction sur une plage de puissance allant de 10,9 à 12,8 watts. Le premier communicateur EV (EVC 1) comprend deux émetteurs à modulation d'amplitude (AM), deux récepteurs AM, un récepteur à modulation de fréquence (FM), des circuits de conditionnement du signal, un système de télémétrie, un système d'alerte et d'autres composants nécessaires au fonctionnement. L'EVC 2 est similaire à l'EVC 1, sauf qu'il est équipé d'un émetteur FM au lieu d'un récepteur FM. Le signal composite de la voix et des quatre sous-porteuses est relayé du LM vers la Terre par la bande S, et les signaux de communication en bande S de la Terre sont relayés aux deux membres d'équipage par le LM.

L'EVCS dispose de quatre modes de fonctionnement sélectionnés manuellement, et chaque EVC peut être contrôlé par un commutateur à quatre positions pour chacun des modes de fonctionnement suivants :
a) OFF (0)
b) Dual pour Double (AR)
c) Primaire (A)
d) Secondaire (B)

Le mode dual est la position de fonctionnement normale. Dans ce mode, l'EVC-2 transmet un signal vocal de 0,3 à 2,3 kHz et deux sous-porteuses de groupe d'instruments interrange (IRIG) (3,9 et 7,35 kHz) par l'intermédiaire d'un émetteur FM de 279 MHz. L'émetteur a une sortie non modulée supérieure à 500 mW (milliwatt). Le signal composite de l'EVC-2 est reçu à l'EVC-1, mélangé à une voix de 0,3 à 2,3 kHz et à deux sous-porteuses IRIG (pour Inter-Range Instrumentation Group de 5,4 et 10,5 kHz), et transmis au LM sur une liaison AM de 259,7 MHz. Ce signal composite de voix et de quatre sous-porteuses est ensuite relayé du LM à la Terre via la bande S. L'EVC-2 reçoit également la sortie de l'EVC-1 (qui comprend la transmission originale de l'EVC-2) sur un récepteur de 259,7 MHz ; une liaison duplex est ainsi établie entre les deux membres de l'équipage en EVA. Les signaux de communication sont transmis de la Terre au LM via la bande S et sont ensuite relayés aux deux astronautes sur la liaison AM de 296 MHz. Les sorties des récepteurs FM et AM sont additionnées avec un signal vocal d'entrée atténué et appliquées aux écouteurs. Les niveaux de sortie audio des deux récepteurs sont contrôlés individuellement par des commandes de volume séparées situées dans le RCU fixé sur la poitrine du PGA. Le signal vocal d'entrée est atténué de 10 dB afin de fournir une tonalité latérale pour la régulation du niveau de la voix. Le mode dual assure des communications vocales duplex ininterrompues entre les membres de l'équipage et la liaison LM-Terre, ainsi que la télémétrie simultanée de chaque membre de l'équipage via le relais de l'EVC-1.

En cas de dysfonctionnement du mode dual, le système est sauvegardé par les positions des modes primaire et secondaire.

(Remarque : les deux membres d'équipage ne doivent jamais se trouver simultanément en mode primaire ou secondaire. De graves distorsions et interférences se produiront et les communications seront temporairement perdues.)

Dans les modes primaire et secondaire, une communication vocale en duplex est maintenue entre les deux membres d'équipage et le LM. Le mode secondaire, cependant, n'a pas de capacité de télémétrie. De plus, l'émetteur du mode secondaire est inopérant s'il n'est pas activé par le commutateur à commande vocale ou le commutateur manuel. L'émetteur fonctionne en permanence en mode double et en mode primaire.
L'unité de télémétrie contient une tonalité d'avertissement de 1,5 kHz. L'un des quatre problèmes (débit d'oxygène élevé, débit de ventilation faible, pression PGA faible et faible pression d'eau d'alimentation) déclenche la tonalité, qui avertit l'astronaute qu'il doit vérifier son RCU pour obtenir une indication visuelle de la zone problématique à examiner. Le fonctionnement du système d'alerte est indépendant de la sélection du mode.
Chaque système de télémétrie peut accueillir jusqu'à 26 canaux commutés à 1/2 échantillons par seconde et un canal d'électrocardiogramme, et fournit une précision de données de 2 % en moyenne quadratique.

Localisation de l'EVCS sur le PLSS. Celui-ci sert de support à l'OPS abscent sur la photo (image orignale du NASM, airandspace.si.edu)

L'appareillage nu dans les mains d'un technicien de RCA

Le saviez vous ?? L'EVCS équipant le Cryopack est identique à celui équipant le PLSS! Mais les capacités de cet EVCS n'ont été que partiellement exploitées lorsqu'il a été utilisé avec le Cryopack lors des entrainements EVA. Plus précisément, les communications à l'aide de l'EVCS du Cryopack n'ont été utilisées que pour les communications vocales. La transmission de données télémétriques à partir du PLSS Cryopack d'entraînement n'a pas été nécessaire car il n'y avait pas de transducteurs dans le Cryopack pour surveiller et envoyer des données de performance et il n'a pas été jugé nécessaire de surveiller les données ECG des astronautes. L'idée était que le contact étroit entre les membres d'équipage et les techniciens accompagnants permettrait de reconnaître visuellement les situations où la vie de l'astronaute serait en danger.

Le saviez vous (2) ?? Selon Mr Roger D. DeVantier, responsable du programme EVCS pour RCA, les "radios lunaires" ont été conçues pour avoir un temps moyen entre deux pannes de 61 000 heures, soit près de 7 ans. Il a ajouté que la grande fiabilité des appareils résulte de leur conception à semi-conducteurs, de l'utilisation de composants soigneusement sélectionnés pour un fonctionnement sans faille et de tests extensifs des composants individuels et du système assemblé.

LES TESTS AU SOL

Parce que le bon fonctionnement du PLSS est absolument nécessaire pour maintenir la vie de l'astronaute pendant les EVA à la surface lunaire, chaque PLSS doit être testé minutieusement avant la mission à laquelle il est affecté. Presque aussi important, chaque membre d'équipage doit être formé de manière approfondie à l'utilisation du PLSS, et chaque PLSS doit être testé afin d'obtenir des points d'étalonnage qui seront utilisés ultérieurement pour déterminer le taux métabolique et l'état des consommables. Dès sa réception au Manned Spacecraft Center, chaque PLSS subit un test d'acceptation qui comprend un examen visuel détaillé et des tests d'étanchéité, de pression d'épreuve et de fonctionnement de base. Le PLSS subit ensuite un test "d'homme en conserve" ("canned man"), c'est-à-dire un test de performance sans équipage dans une chambre à vide où tous les produits métaboliques humains sont simulés. Plus précisément, le dioxyde de carbone, la vapeur d'eau et une partie de la chaleur métabolique sont introduits dans le sous-système d'évacuation de l'oxygène, tandis que l'oxygène est éliminé. La chaleur métabolique est également introduite dans le sous-système de transport des liquides. Les taux d'apport de chaleur, de production de dioxyde de carbone et de vapeur d'eau, et d'élimination de l'oxygène sont déterminés en fonction d'un profil de taux métabolique pour le test.
Après avoir passé ce test, le PLSS est soumis à un test d'entraînement en altitude de l'équipage (description plus bas). Il s'agit d'un test effectué par l'équipage dans une chambre à vide dans le but principal de familiariser l'équipage avec le fonctionnement, les performances et les réactions du PLSS (et de l'OPS) dans des conditions réelles de vide spatial. L'actionnement des commandes, le fonctionnement du PLSS et de l'OPS, ainsi que les tonalités d'avertissement sont vérifiés à ce stade. Le PLSS est ensuite soumis à des tests d'acceptation avant et après son expédition au Centre spatial Kennedy. Ensuite, un test d'interface avec le vaisseau spatial est effectué pour vérifier l'ajustement du PLSS et de l'OPS dans leurs emplacements de rangement respectifs dans le LM de vol. En outre, la recharge du PLSS et la vérification des communications avec les systèmes électriques du LM sont effectuées au cours de ce test. Une fois ces tests terminés avec succès, un test final d'acceptation (décrit ci-dessous) avant installation est effectué. Après avoir été rechargés avant le vol, le PLSS et l'OPS sont installés dans le véhicule de vol.

C'est en juin 1968 que les ingénieurs du Crew Systems Division (CSD) du Manned Spacecraft Center (MSC) ont certifié la première unité de vol du système de survie portable (PLSS) au cours de plusieurs tests en chambre à vide. La certification du PLSS en chambre à vide a été nécessaire avant le premier test du sac à dos dans l'espace prévu pour la mission Apollo 8 (interchangée après avec Apollo 9) en orbite autour de la Terre à la fin de l'année 1968.

Hamilton Standard (Windsor Locks, Connecticut), fabricant du PLSS, a expédié l'unité de vol au MSC en mai 1968, où les ingénieurs l'ont d'abord soumise à deux tests sans équipage dans la chambre à vide de 2,43 m (8 ft) du CSD. Le 24 juin, l'astronaute Thomas K. Mattingly a effectué le premier essai de quatre heures dans la chambre, transférant pour la première fois le système de survie de la chambre au PLSS, une tâche qui n'avait pas pu être réalisée lors des essais du LTA-8 en mai. L'astronaute Russell L. Schweickart, alors désigné comme LMP d'Apollo 8 et devant effectuer la première EVA pour tester la combinaison et le PLSS dans l'espace, a effectué un test de trois heures dans le caisson le 29 juin. Plus tard dans la journée, le LMP de réserve d'Apollo 8, Alan L. Bean, a effectué un test similaire d'une durée de trois heures. Au cours des tests, le caisson a simulé une altitude de 60 960 m (200 000 ft) et les astronautes ont effectué des activités telles que des marches d'escalier afin de déterminer la capacité de la combinaison et du PLSS à supporter des charges métaboliques. Les trois astronautes portaient la nouvelle combinaison pressurisée Apollo qui intégrait les changements recommandés après l'incendie d'Apollo, comme l'utilisation de matériaux ininflammables, et que la NASA a certifiée en janvier 1968 lors de tests dans la même chambre. Le PLSS s'est comporté de manière exceptionnelle pendant les essais, atteignant tous les objectifs fixés.

Le premier essai du 24 juin 1968 mené par l'astronaute Thomas K. Mattingly (photos NASA)

L'astronaute Russell L. Schweickart lors du test du 29 juin 1968 (photos NASA)

(Nous résumerons dans le paragraphe suivant uniquement la marche à suivre du test d'acceptation avant installation [Pre-Installation Acceptance ou PIA] effectués au centre spatial Kennedy.)

Tous les tests des systèmes, sous-systèmes et composants du PLSS et de l'OPS sont réalisés à l'aide de l'installation de test HSD (Hamilton Standard Division) communément appelé le banc d'essai PLSS/OPS. Le banc d'essai comprend notamment une chambre à vide qui simule le vide spatial.

Les procédures que tous les contractants doivent suivre pour effectuer des tests sont les suivantes : Tout d'abord, une "fiche de préparation du test" (Test Preparation Sheet ou TPS) est rédigée pour autoriser le test. Ensuite, une "procédure de test et de vérification" (Test and Checkout Procedure ou TCP) est rédigée pour inclure les procédures spécifiques utilisées pour effectuer le test, c'est-à-dire la manière dont la fonction d'un composant spécifique doit être évaluée à l'aide de l'installation de test utilisée pour simuler l'environnement pour lequel le composant a été conçu.

Pendant l'essai, l'ingénieur contractuel en charge du test, lit chaque ligne de chaque procédure au technicien HSD qui tourne les cadrans, appuye sur les interrupteurs, lit les jauges, etc. Après chaque procédure de test, si le sous-système, le composant, etc. du PLSS fonctionne conformément aux spécifications du test, l'inspecteur du contrôle qualité du HSD et un inspecteur du contrôle qualité de la NASA apposent un cachet d'approbation à côté de la procédure dans le TCP. Si, au cours de l'exécution des essais, un problème n'est pas diagnostiqué, un rapport d'anomalie provisoire (Interim Discrepancy Report ou IDR) est rédigé et consigné dans un registre d'essai et d'inspection (Test And Inspection Record ou TAIR) sans interrompre l'essai. À l'issue du test, l'IDR fait l'objet d'un examen plus approfondi et est résolu ou transformé en rapport d'anomalie (Discrepancy Report ou DR).

Photo du banc d'essai HSD (photo de Dan Schaiewitz/Daniel on the Moon, traduction Cultrera Paul)

Si rien d'anormal n'est déceler lors de ces tests d'acceptation de vol, les PLSS et les OPS seront rechargés puis rangés quelques jours après dans le LM sur l'aire de lancement à quelques heures du lancement.

Anecdote : Lors des tests des PLSS d'Armstrong et d'Aldrin, des problèmes non diagnostiqués auparavant et des problèmes hors spécifications ont dû être résolus par des changements de procédure et/ou des réparations ou des remplacements de composants. Les tests ont commencé le 23 juin 1969 et se sont achevés le 10 juillet 1969, six jours seulement avant le lancement d'Apollo 11.

La recharge du PLSS

La procédure demande environ 30 min pour chaque PLSS, les astronautes l'exécute en 6 étapes (chaque membre de l'équipage travaille avec son propre équipement).
Voici la marche à suivre :

1) La batterie et le container d'hydroxyde de lithium usagés sont remplacés par leurs recharges respectives.

2) Recharge des bouteilles d'oxygène en 2 temps depuis le système d'oxygène à haute pression de l'étage de descente du LM.
2a) Un premier apport remplissant à 90% les réservoirs, avec à la suite un temps d'attente pour permettre à celui-ci de se refroidir.
2b) Un complément d'oxygène de 5% à 8% (résultant un volume total de 95% à 98%).

Enfin, une dernière procédure en 3 temps est utilisée pour entretenir le système de gestion d'eau :
1) Recharger l'approvisionnement en eau de refroidissement.
2) Vidanger les eaux résiduaires (usées).
3) Évacuation de l'excès de gaz du système de refroidissement. Des bulles formées par un tel gaz peuvent interférer avec la circulation de l'eau dans la combinaison.

L'ensemble PLSS - OPS

Neil Armstrong lors d'une simulation de rechargement (ici, la collecte de l'eau résiduelle du réservoir d'alimentation) du PLSS

L'OPS

Un appareillage de secours séparé fourni l'oxygène pour la respiration, la pression du scaphandre, et le refroidissement en cas d'échec du PLSS. Ce système s'appelle : le système de purge d'oxygène (OPS, Oxygen Purge System) il est situé au-dessus du PLSS et est manuellement activé en cas de problème. Pour une activité EV classique à partir du CM, l'OPS est porté, fixé autour du casque (EVA vers la SIM bay). En cas de configuration extravéhiculaire d'urgence, l'OPS est fixé au PGA en bas du torse et fonctionne de manière autonome. C'est une unité non rechargeable en vol.

Vue extèrieure de l'OPS

Vue en éclaté de l'OPS

Le système se compose de deux réservoirs sphériques interconnectés sous haute pression avec approximativement 0,910 kg d'oxygène chacun, un régulateur de pression, des connecteurs d'oxygène et l'instrumentation de contrôle nécessaire, le tout dans une coque en fibre de verre de couleur bleue. L'OPS n'a aucune capacité de communications, mais fournit le support de montage pour l'antenne VHF du PLSS. La jauge de haute pression est utilisé pour contrôler la pression des réservoirs pendant la charge au sol et pendant le contrôle préopératoire. Il est relié à la combinaison par une tubulure.

On actionne l'OPS en deux phases :

a) Tout d'abord, l'astronaute enlève la goupille de sécurité "Red Apple" (pomme rouge) de la soupape de purge d'oxygène en l'agrippant et en tirant dessus. Cette soupape est fixée sur la poitrine de la combinaison Apollo pendant les sorties extravéhiculaires et s'ouvre en cas de défaillance du PLSS afin que l'astronaute puisse utiliser la réserve d'oxygène d'urgence stockée dans l'OPS.
b) Puis l'astronaute active la réserve d'oxygène d'urgence. L'oxygène sort de l'OPS, passe par un régulateur, entre dans la combinaison, puis est évacué par la soupape de purge.

Image RR Auction (2017)

Celle-ci possède deux réglages de débit : un débit faible et un débit élevé, qui permet un refroidissement supplémentaire. Toutefois, cette soupape ne doit être ouverte qu'en cas de disfonctionnement du PLSS.

L'OPS possède deux modes opérationnels :

I) Mode de purge : utilisé dans le cas où le PLSS ne peut plus fournir de l'oxygène à la combinaison ou il y a un dysfonctionnement du contrôle des contaminants. l'astronaute ouvre la soupape de purge de la combinaison dans l'un des deux paramètres suivants :

a) Bas débit : utilisé si le refroidissement est disponible à partir du PLSS ou à partir du PLSS de l'équipier à travers l'utilisation du BLSS. Le débit étant de 1,81 kg/h (4 lb/h).

b) Haut débit : utilisé lorsque l'OPS doivent fournir l'oxygène à la fois pour respirer et pour le refroidissement. La charge d'oxygène utilisable dans ces conditions de fort débit est de 2,28 kg (5,04 lb), la durée de vie 39 min, et le débit implicite de 3,51 kg/h (7,75 lb/hr). Le débit nominal est de 3,62 kg/h (8 lb/hr).

II) Mode "Makeup" : permet de remplacer l'oxygène perdu en raison des fuites excessives de la combinaison ou de défaillance du régulateur d'oxygène principal du PLSS. Dans ce mode, la soupape de purge reste fermée. L'approvisionnement en oxygène utilisable dans des conditions de "makeup" est de 2,56 kg (5,64 lb). Le taux d'utilisation, même dans les conditions supposées d'un "retour de prommenade" (walkback) prenant plus d'une heure aurait été d'environ 0,28 lb/hr plus un taux de fuite excessive. La plus longue walkback envisagé durant Apollo n'aurait pas pris plus de trois heures,

Lors d'Apollo XIV, la réserve d'oxygène a été calculée pour une durée d'environ 6 heures et un nouveau dispositif a été joint, le BSLSS, Buddy Secondary Life Support System.

Le BSLSS
(Buddy Secondary Life Support System)

Le BSLSS est un ensemble de tuyaux et de connecteurs qui permet à un équipage de partager le refroidissement par eau fourni par l'un de leurs PLSS en cas de perte de cette capacité dans l'autre PLSS. En partageant l'eau de refroidissement avec son équipier, l'astronaute avec le PLSS défaillant peut faire fonctionner son système de purge d'oxygène à faible débit et obtenir ainsi environ le double de la durée de vie utile disponible par rapport au mode haut-débit. Le système est composé de six éléments principaux :

a) Deux tuyaux d'eau 2,59 m (8-1/2 ft) de long et environ 2 cm (3/8 in) de diamètre intérieur, pour transferer le flux de liquide de refroidissement entre le PLSS en bon état et l'autre membre d'équipage ;
b) Un connecteur (entrée/sortie) d'eau PLSS normal sur une des extrémité de ce double tuyau ;
c) Un connecteur de division de débit sur l'autre extrémité de ce double tuyau composé d'un connecteur d'eau PLSS ordinaire couplé à un réceptacle pour accepter un connecteur d'eau PLSS ;
d) Une sangle de retenue 1,37 m (4-1/2 ft) avec des crochets pour la fixation aux boucles de retenue PGA/LM ;
e) Une gaine thermique de la longueur des tuyaux avec des longes d'attache à environ 61 cm (2 ft) de chaque extrémité ;
f) Une pochette thermique pour le rangement de l'ensemble sur le PLSS pendant l'EVA et dans la cabine LM en dehors des périodes d'EVA.

Au cours des EVAs d'Apollo 14, la pochette du BSLSS a été placé sur le transporteur d'équipement modulaire (MET) et, pendant les parcours géologiques d'Apollo 15 à 17, il a été accroché à l'arrière de l'un des sièges Rover.

LE RCU

L'unité de commande à distance (Remote Control Unit ou RCU) est une unité d'instrumentation et de contrôle montée sur la poitrine du PGA qui permet à l'astronaute d'accéder facilement aux commandes et aux affichages. Ces commandes et affichages comprennent : un interrupteur de ventilateur, un interrupteur de pompe, un sélecteur de mode de communication et une commande de volume, un indicateur de quantité d'oxygène du PLSS, cinq indicateurs d'état / drapeaux d'avertissement (le cinquième indicateur n'étant pas utilisé) et une interface pour l'actionneur OPS. Les cinq indicateurs d'état et l'indicateur de quantité d'oxygène du PLSS sont éclairés par des capsules de particules bêta ne nécessitant pas d'électricité. Lorsqu'un problème est détecté, un cylindre tourne dans l'indicateur d'état correspondant, révélant le symbole lumineux situé en dessous. Le symbole est une clé qui permet de prendre les mesures correctives d'urgence suivantes :

En cas d'extrême urgence, l'EVA est avortée.

RCU

Gif animé sur les drapeaux d'avertissement du RCU (image ALSJ)

Équipement complet

Le RCU a pour fonction secondaire de servir de support de montage pour l'appareil photographique Hasselblad.

En regardant le haut du RCU (à l'arrière, comme les membres d'équipage lorsqu'il a été monté sur l'EMU), on trouve, de gauche à droite :

- Le commutateur du ventilateur de la combinaison
- Indicateurs d'avertissement pour l'oxygène, etc...
- Jauge de la quantité d'oxygène
- Sélecteur des modes de communication (radio)

Sur le bas de l'appareil se trouvent des commandes du volume radio, de la pompe à eau, et un commutateur radio push-to-talk. L'ombilical électrique qui reliait le RCU vers le PLSS est également situé ici.

Sur le côté droit de l'appareil est monté l'actionneur de l'OPS, utilisé pour fournir de l'oxygène d'urgence en cas de panne du système principal.

Sur la face arrière est un jeu de pinces utilisées pour fixer le RCU aà la combinaison. Deux pinces supérieures attachées aux bretelles du PLSS, et une 3ème attaché à un support à l'avantt de l'EMU. Une petite sangle est incluse pour faire fonctionner les mors avec les gants EVA encombrants.

Le PLSS est endossé par l'astronaute et s'attache par 4 sangles sur le devant (deux au niveau du torse et deux au niveau du ventre).
Chaque sangle se termine par une agrafe de verrouillage. Les sangles des épaules sont connectées à un assemblage d'anneaux sur le torse supérieur de la combinaison et supportent la majeure partie du poids du PLSS. Les sangles inférieures, utilisées pour maintenir une stabilité latérale sur le PLSS, sont connectées aux anneaux, juste au-dessus de chaque hanche. La longueur de chaque sangle peut être ajustée pour assurer un confort maximal. Pour les missions J, le scaphandre lunaire sert aussi à attacher les outils qu'utiliseront les astronautes pour récolter des pierres, le marteau, l'appareil photo, sacs et divers ustensiles de même qu'un sac est attaché sur chaque PLSS, à gauche pour le CDR et à droite pour le LMP.

A savoir :
Les PLSS entièrement chargés (prêts à l'emploi) sont placés dans le LM avant le lancement, ce qui fait gagner beaucoup de temps avant la première EVA. Les recharges de consommables (batteries et cartouches d'hydroxyde de lithium) sont stockées dans le MESA (Modularized Equipment Stowage Assembly ou coffre à équipement) à l'extérieur du LM, ces recharges sont récupérées lors d'une EVA, en vue de celle à suivre.

A la fin des activités extravéhiculaires, peut avant le départ, les PLSS sont abandonnés sur la surface lunaire... Et ils y sont toujours depuis!

PSIG = pression indiquée sans tenir compte de la pression atmosphérique environnante. Ce qui veut dire que le manomètre indiquera 0 psi dans l'atmosphère terrestre.

PSIA = pression absolue = l'indication du manomètre affiche la pression atmosphérique en plus de la pression du système où il est branché. Donc le manomètre indiquera environ 15 psia dans l'atmosphère terrestre.

ACFM = (Actual Cubic Feet per Minute) est la mesure de débit de gaz donné dans les conditions réelles de fonctionnement.

Point de rosée = ou température de rosée est la température la plus basse à laquelle une masse d'air peut être soumise, à pression et humidité données, sans qu'il ne se produise une formation d'eau liquide par saturation.

Communication en duplex : Le duplex, dans le domaine des communications, incarne une méthode sophistiquée permettant la transmission d'informations dans les deux sens simultanément. Dans un échange duplex, l'émetteur peut transmettre des données tout en recevant simultanément des informations de la part du destinataire.

Sources : livre "Biomedical Results of Apollo Section VI Chapter 6", page internet "Apollo Lunar Surface Journal PLSS image", PDF RCA Defense Electronic Products "RCA New" ; "Apollo Operations Handbook, Lunar Module, LM-10 and Subsequent, Vol. 1, Systems Data" ; Second conference on Portable Life Support Systems May 11-13 1971.
Textes traduits de l'anglais, Paul Cultrera tous droits réservés.