LE PLSS et l'OPS

LE PLSS

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 !

Le "kit" complet PLSS et OPS version -6

Le PLSS se présente comme un sac à dos rigide de 67,16 cm de hauteur (pour les premières missions lunaires, Apollo XI à XIV, il mesure 51,6 cm en raison de l'absence de réservoir d'eau supplémentaire), 45,3 cm de largeur, 21,4 cm de profondeur à son sommet et 26,6 cm de profondeur en son milieu, Sa masse est d'environ 38,1 kg (masse du modèle original testé lors du vol Apollo 9). Par la suite, sa masse augmente à 47,2 kg à partir d'Apollo 15.

Il est conçu pour remplir les fonctions suivantes :

- distribution d'oxygène pour la respiration de l'astronaute et pressurisation de la combinaison (3,7 à 4 PSIG) ;
- ventilation et épuration (circulation de l'air ambiant et recyclage de l'oxygène en éliminant 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 : transmission des données vocales et de la télémétrie ;
- alerte en cas de dysfonctionnement du système.

PLSS version -6 avec protection, mais sans l'OPS (fixé normalement dessus)

PLSS version -7 reconnaissable par le réservoir d'eau auxiliaire rouge sur le côté. "Kit" complet (PLSS + OPS) sans carter de protection

PLSS à nu. Montage photo comprenant les prises de vue S68-34580 et S68-34582 (crédit NASA)

L'ensemble de l'appareillage du PLSS est protégé par une coque en fibre de verre bleu, qui l'enveloppe sur les 3/4 et offre une protection contre les chutes ou impacts de micrométéoroïde. Cette coque est robuste, et le risque qu'un micrométéoroïde la perfore, permettant aux débris de l'impact d'atteindre la machinerie du PLSS, a été estimé en février 1966 comme étant d'un ordre de grandeur inférieur à celui de la perforation de l'ITMG. Un isolant thermique composé de tissu résistant au feu (Bêta 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 recouvre également le système de purge d'oxygène (OPS).

Les PLSS des missions Apollo 11 à 14, version -6 (ou tiret 6), sont certifiés pour une durée de 6 h. Les PLSS des missions Apollo 15 à 17, version -7. sont certifié pour 8 h 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, tout 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 permis des sorties extravéhiculaires de plus de 7 h, retournant au LM avec de la capacité en réserve.

Au fur et à mesure que l'expérience et la confiance grandissent après les premières missions d'exploration, il devient évident que la durée des EVAs peut être prolongée. Les EVAs des vols Apollo XI à XIV étaient limitées à environ 4 h. Pour soutenir les plans d'exploration plus ambitieux des vols Apollo XV à XVII, la durée de fonctionnement opérationnel du PLSS est doublée, soit environ 8 h.


Les modifications apportées au PLSS sont les suivantes :

- capacité d'oxygène : la pression du réservoir d'oxygène principal est augmentée à 1430 PSIA (contre 1020 PSIA initialement, PSIA pour pound per square inch ou livre par pouce carré) ;
- alimentation en eau (feedwater) pour la régulation thermique : la quantité d'eau passe à 5,22 kg (environ 5,2 L), contre 3,86 kg (environ 3,9 L) ;
- batterie : la capacité est augmentée à 390 watt/heures contre 279 watt/heures ;
- hydroxyde de lithium : un boîtier est développé pour contenir 1,415 kg de LiOH, contre 1,360 kg précédemment ;
La capacité de l'OPS reste inchangée, à environ 30 min d'oxygène pour assurer la pressurisation, la respiration et la climatisation en cas de défaillance du système principal. Lorsqu'il est combiné avec le "Buddy Secondary Life Support System", qui utilise le PLSS fonctionnel pour la régulation thermique, l'OPS peut alors fournir de l'oxygène pendant 75 à 90 min.

Pour la petite histoire, le PLSS -7 devait faire ses débuts sur Apollo 14, mais la NASA a finalement utilisé le PLSS -6 pour des raisons de coût. L'évaluation du PLSS -6 a révélé qu'une capacité de 8 h pouvait être facilement obtenue dans tous les domaines sauf deux : le stockage de l'oxygène et de l'eau. L'augmentation de la capacité de stockage de l'oxygène a été réalisée en augmentant la pression à pleine charge. En revanche, l'augmentation de la capacité de stockage de l'eau pour une durée plus longue n'était pas aussi simple. Le volume restant dans le PLSS n'était pas suffisant pour permettre d'augmenter la capacité de stockage d'eau de manière rentable. Un examen des interfaces du LM avec Grumman et la NASA a montréqu'une saillie de 4,12 cm (1,62 in) sur le côté droit du PLSS (tel qu'il est porté) ne nécessiterait pas de nouvelle conception de l'interface du module lunaire et n'affecterait pas la mobilité de l'équipage. Un réservoir d'eau auxiliaire monté sur le côté droit a donc été conçu et ajouté pour fournir la capacité de refroidissement nécessaire aux sorties extravéhiculaires de 8 heures.
L'introduction du LRV et des missions plus éloignées du LM nécessitaient des durées de soutien de 8 h au lieu, des 4 h fournies par les PLSS -6. Le défi de la création du PLSS -7 était de conserver autant que possible l'enveloppe externe du PLSS -6, tout en doublant la durée de fonctionnement. De plus, la NASA souhaitait pouvoir mettre à niveau les PLSS -6 existants pour les adapter à la configuration -7 à moindre coût.

Afin de faciliter l'exploration de la surface lunaire, l'extérieur du système de survie a été enrichi d'accessoires pour le stockage d'échantillons et d'outils. Le PLSS -7 s'est avéré être une excellente plate-forme pour le transport d'outils et d'échantillons et a régulièrement permis des sorties extravéhiculaires de plus de 7 heures, retournant au module lunaire avec de la capacité en réserve.
Pour compenser les augmentations de masse et de poids associées au PLSS -7 afin de répondre aux besoins des missions de longue durée, d'autres domaines ont été examinés en vue d'une réduction potentielle de masse. Les données d'essai des premières missions Apollo ont montré que les conditions thermiques à l'intérieur de l'OPS étaient moins sévères que prévu, rendant inutiles le chauffage électrique et la batterie de l'OPS des missions Apollo 9 à 14. Lors des missions Apollo 15 à 17, ces composants ont été éliminés. Le système PLSS/OPS des missions Apollo 15 à 17 pesait nominalement 58,51 kg (129 lb).

Anecdote : le 12 décembre 1972, le record mondial de la plus longue sortie extravéhiculaire, de 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 la navette spatiale.

LES DIFFÉRENTS SYSTÈMES ET PROCESSUS DE FONCTIONNEMENT DU PLSS

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 pénètrent dans la combinaison, absorbent la chaleur, l'humidité, et les contaminants provenant du corps (résultants de la respiration et de la transpiration). Le gaz souillé est ensuite envoyé dans la cartouche d'hydroxyde de lithium du PLSS où les contaminants sont éliminés.
Une fois décontaminé, le gaz entre dans le sublimeur (échangeur de chaleur) où la chaleur est évacuée (vers le haut), et l'excès d'humidité (du liquide de refroidissement) est condensé. L'eau condensée est ensuite séparée par un séparateur d'eau et transférée dans un réservoir de stockage. Ce condensat est stocké et évacué à la fin de chaque EVA. Un ventilateur force l'air à travers un clapet anti-retour d'écoulement arrière, complétant ainsi 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, assurant sa circulation à un débit de 5,5 acfm avec une élévation de pression minimale de 3,81 cm d'eau (cmH₂O). 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 (nominale). 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 traverse l'ensemble de contrôle des contaminants, où un lit de charbon actif élimine les odeurs et un lit de granules d'hydroxyde de lithium absorbe le dioxyde de carbone. Un filtre Orlon périphérique élimine les particules étrangères.

Après avoir traversé le système de contrôle des contaminants, l'oxygène passe dans le sublimateur, où il est refroidi et la vapeur d'eau est condensée. Un capteur à la sortie du sublimateur mesure la température du gaz et envoie ces données pour la télémétrie. Ensuite, l'oxygène traverse un séparateur d'eau qui élimine, à une vitesse maximale de 230 g/h, l'eau condensée emprisonnée dans le flux d'oxygène.
Le condensat est acheminé du séparateur vers les réservoirs d'eau d'alimentation principale et auxiliaire, via la 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, placé en dérivation autour du groupe de moto-ventilateur, échantillonne le flux d'évent d'oxygène et surveille le niveau de dioxyde de carbone, fournissant des données pour la télémétrie. L'oxygène d'appoint du sous-système d'oxygène principal entre dans la boucle de ventilation d'oxygène juste après 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)

Le PLSS contient un réservoir d'oxygène gazeux qui fournit à la fois la pressurisation de la combinaison spatiale et l'oxygène nécessaire à la respiration de l'astronaute. Ce sous-système est constitué d'un réservoir principal d'oxygène qui assure le remplacement de l'oxygène au fur et à mesure qu'il est consommé par l'astronaute via l'OVC. Sa capacité initiale est de 0,458 kg (1,01 lb) d'oxygène à 1020 psi. Par la suite, la masse et la pression seront augmentées 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. Il comprend également un raccord de remplissage, un régulateur de pression, une vanne d'arrêt et une tubulure de raccordement. Les tubes et raccords, en acier inoxydable haute pression et résistants à la corrosion, relient le réservoir à l'ensemble du régulateur d'oxygène.
L'astronaute peut actionner une soupape d'arrêt sur le régulateur d'oxygène principal via un levier de commande situé dans le coin inférieur droit du PLSS. Lorsque le PLSS n'est pas utilisé ou que 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 passant par la vanne d'arrêt et le régulateur avant de rejoindre le circuit de ventilation d'oxygène. Le régulateur maintient une pression de 3,85 + 0,15 PSIA sur ce circuit. Un orifice limite le débit à un maximum de 1,81 kg par heure à 10°C et avec une pression d'alimentation de 1500 PSIA, protégeant ainsi le PGA contre une surpression si le régulateur tombe en panne. Un transducteur de pression d'oxygène, situé à la sortie du réservoir, envoie 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 à 295 g par heure, un capteur de débit d'oxygène situé après le détendeur émet une tonalité d'avertissement jusqu'à ce que le débit retombe en dessous de ces valeurs (un débit continu de 227 à 295 g par heure pendant 5 s est nécessaire est nécessaire pour déclencher l'alerte). Deux autres transducteurs de pression sont installés dans le sous-système d'oxygène principal pour surveiller la pression du PGA. L'un est destiné à la télémétrie, tandis que l'autre déclenche une alarme sonore si 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 d'entrée/sortie d'eau). L'eau passe ensuite dans un séparateur de gaz qui peut entraîner un minimum de 30 cc de gaz. Si les performances de refroidissement peuvent se dégrader à cause de l'excès de gaz, 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 entrées et sorties 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 ressort 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 relié 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 mesure la différence de température entre 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 alimentent la plaque poreuse du sublimateur en eau et recueillent la condensation produite par le séparateur d'eau. Chaque réservoir est un modèle 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 pénètre alors dans la plaque poreuse du sublimateur, où elle forme une couche de glace sur la surface 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 limite l'écoulement entre la vanne d'arrêt et de décharge et le sublimateur pour éviter un déversement excessif d'eau de la plaque poreuse, notamment lors du démarrage ou en cas de 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 via 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 à s'écouler du séparateur d'eau jusqu'à l'espace entre les logements du réservoir et les vessies. Cette action provoque une pression de 3,3 PSID sur la vessie. Les réservoirs sont rechargés et drainés par des connecteurs 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 comporte également un interrupteur qui déclenche un avertissement sonore et un témoin lumineux de faible pression d'eau sur le RCU si la pression chute de 1,2 à 1,7 PSIA.

Système électrique (Electrical Power Subsystem ou EPS)

Il fournit l'alimentation électrique aux moteurs du ventilateur et de la pompe, au système de communications, ainsi qu'à l'instrumentation. L'énergie électrique est fournie par une batterie alcaline zinc - argent de 11 cellules, délivrant une puissance de 16,8 V dc. La capacité minimale de l'alimentation du PLSS est de 387,5 watts, offrant une autonomie de 2 ans. Le dispositif de verrouillage à goupille coulissante assure le maintient la batterie en place. Entre les activités extravéhiculaires, un membre d'équipage peut libérer ce mécanisme pour remplacer la batterie. Les limiteurs de courant protègent les circuits électriques sélectionnés contre les surcharges qui pourraient provoquer des incendies. Ces limiteurs tolèrent un courant transitoire supérieur à la charge normale, mais s'ouvrent en cas de surcharge prolongée. Les transducteurs transmettent des signaux télémétriques relatifs à la tension de la batterie.

Système de communications extravéhiculaires :

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

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

Plus en détail, le système inclut :

Des communications vocales en duplex et des communications d'urgence entre le vaisseau spatial et l'astronaute en EVA.
Des communications vocales entre les membres de l'équipage.
Des communications vocales en duplex entre la Terre et l'un ou les deux membres de l'équipage.
Un échantillonnage à modulation par impulsion d'amplitude de 30 canaux à 1,5 échantillon/seconde.
Une télémétrie simultanée pour les deux membres de l’équipage et des signaux d’alarme sonores en cas de conditions d’urgence, générant une alarme sonore pendant 10 ± 2 secondes en cas de situation dangereuse, et répétée si la situation persiste (notamment si la position du sélecteur de mode EVC est modifiée).
Le système régule également la tension et le courant électrique des capteurs opérationnels du PLSS (transducteurs). Le fonctionnement 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, avec le centre de contrôle de la mission, par l'intermédiaire d'une antenne en bande S installée par l'équipage. Les informations télémétriques sont transmises sans interrompre ni interférer avec les communications vocales. Les informations de télémétrie sont transmises sans interrompre ou interférer avec les communications vocales.

L'EVCS est constitué d'émetteurs-récepteurs compacts à haute fréquence (VHF) et est intégré au PLSS de chaque astronaute. L'appareil 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 avec une puissance allant de 10,9 à 12,8 watts. L'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 du système. L'EVC-2 est similaire à l'EVC-1, mais il dispose d'un émetteur FM à la place d'un récepteur FM. Le signal composite de la voix et des quatre sous-porteuses est relayé du LM vers la Terre via la bande S, et les signaux de communication en bande S provenant 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 :
a) OFF (0)
b) Dual pour Double (AR)
c) Primaire (A)
d) Secondaire (B)

Le mode dual est la position de fonctionnement standard. Dans ce mode, l'EVC-2 émet un signal vocal de 0,3 à 2,3 kHz et deux sous-porteuses du groupe d'instruments inter-gamme (IRIG pour Inter-Range Instrumentation Group) à 3,9 et 7,35 kHz) via un émetteur FM de 279 MHz. L'émetteur a une sortie non modulée supérieure à 500 mW (milliwatt). Le signal composite provenant de l'EVC-2 est reçu à l'EVC-1, où il est mélangé à une voix de 0,3 à 2,3 kHz et à deux sous-porteuses IRIG (de 5,4 et 10,5 kHz), puis transmis au LM sur une liaison AM de 259,7 MHz. Ce signal composite incluant la voix et les 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 inclut la transmission originale de l'EVC-2) par un récepteur de 259,7 MHz ; établissant ainsi une liaison duplex entre les deux astronautes en EVA. Les signaux de communication sont transmis de la Terre au LM par la bande S, puis relayés aux astronautes sur une liaison AM de 296 MHz. Les sorties des récepteurs FM et AM sont combinées avec un signal vocal d'entrée atténué, puis envoyées aux écouteurs. Les niveaux de sortie audio de chaque récepteur sont contrôlés indépendamment à l'aide de commandes de volume 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 permettant de réguler le niveau de la voix. Le mode dual garantit une communication vocale duplex ininterrompue entre les membres de l'équipage et une liaison avec le LM et la Terre, tout en assurant la télémétrie simultanée pour chaque membre de l'équipage via le relais de l'EVC-1.

En cas de dysfonctionnement du mode dual, les modes primaire et secondaire assurent la sauvegarde du système.

Remarque : Il est important que les deux membres de l'équipage ne soient jamais en mode primaire ou secondaire simultanément, car cela entraînerait des distorsions et des interférences, coupant temporairement les communications.

Dans les modes primaire et secondaire, les communications vocales en duplex sont maintenues entre les deux astronautes et le LM. Toutefois, le mode secondaire ne prend pas en charge la télémétrie. De plus, l'émetteur du mode secondaire reste inactif à moins qu'il ne soit activé par le commutateur à commande vocale ou manuel. L'émetteur fonctionne en permanence en mode double et en mode primaire.
L'unité de télémétrie émet une tonalité d'avertissement à 1,5 kHz en cas de problème. L'une des quatre anomalies (débit d'oxygène élevé, débit de ventilation faible, pression PGA faible, ou faible pression d'eau d'alimentation) déclenche cette tonalité, avertissant l'astronaute de vérifier son RCU pour une indication visuelle de la zone concernée. Le système d'alerte fonctionne indépendamment du mode sélectionné.
Chaque système de télémétrie peut gérer jusqu'à 26 canaux commutés à 1/2 échantillon par seconde et un canal pour l'électrocardiogramme, avec une précision des données de 2 % en moyenne quadratique.

Localisation de l'EVCS sur le PLSS (version -7). Celui-ci sert de support à l'OPS absent sur la photo (image originale du NASM, airandspace.si.edu)

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

Le saviez-vous ?? L'EVCS intallé sur le Cryopack est identique à celui du PLSS ! Cependant, ses capacités n'ont été que partiellement utilisées lors des entraînements EVA avec le Cryopack. En effet, durant ces entraînements, l'EVCS du Cryopack n'a été utilisé que pour les communications vocales. La transmission de données télémétriques depuis le PLSS Cryopack d'entraînement n'a pas été nécessaire, car le Cryopack ne disposait pas de transducteurs pour surveiller et transmettre les données de performance, et il n'a pas été jugé nécessaire de suivre les données ECG des astronautes. L'idée était que la proximité entre les membres de l'équipage et les techniciens permettrait de repérer visuellement les situations mettant en danger la vie de l'astronaute.

Le saviez-vous (2) ?? Selon Mr Roger D. DeVantier, responsable du programme EVCS pour RCA, les "radios lunaires" ont été conçues pour avoir une durée moyenne entre pannes de 61 000 heures, soit presque 7 ans. Il a également précisé que la grande fiabilité de ces appareils provient de leur conception à semi-conducteurs, de l'utilisation de composants soigneusement sélectionnés pour garantir un fonctionnement irréprochable, et des tests approfondis réalisés sur chaque composant ainsi que sur le système assemblé.

LES TESTS AU SOL

Le bon fonctionnement du PLSS étant essentiel pour assurer la survie de l'astronaute pendant les EVA à la surface lunaire, chaque PLSS doit être soigneusement testé avant la mission à laquelle il est attribué.De même, chaque membre d'équipage doit recevoir une formation approfondie à l'utilisation du PLSS, et chaque appareil doit être testé pour établir des points d’étalonnage, utilisés ensuite pour déterminer le taux métabolique et l'état des consommables. À sa réception au Manned Spacecraft Center, chaque PLSS subit un test d'acceptation comprenant un examen visuel détaillé ainsi que des tests d'étanchéité, de pression d'épreuve et de fonctionnement de base. Le PLSS subit également un test de type "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 de production de chaleur, de dioxyde de carbone et de vapeur d'eau, ainsi que d'élimination de l'oxygène sont déterminés en fonction du profil du taux métabolique du test.
Après avoir passé ce test, le PLSS est soumis à un test d'entraînement en altitude avec équipage (description plus bas), effectué dans une chambre à vide. Ce test permet de familiariser l'équipage avec le fonctionnement, les performances et les réactions du PLSS (et de l'OPS) dans des conditions de vide spatial réelles. 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. Un test d'interface avec le vaisseau spatial est effectué pour vérifier l'ajustement du PLSS et de l'OPS dans leur emplacement de stockage respectif dans le LM de vol. De plus, la recharge du PLSS et la vérification des communications avec les systèmes électriques du LM sont réalisées 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 rechargement 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. Cette certification a été nécessaire avant le premier test du sac à dos dans l'espace, prévu pour la mission Apollo 8 (qui fut finalement interchangée avec Apollo 9) en orbite autour de la Terre à la fin de l'année 1968.

Hamilton Standard (Windsor Locks, Connecticut), le fabricant du PLSS, a expédié l'unité de vol au MSC en mai 1968. 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 du caisson au PLSS, une tâche qui n'avait pas pu être réalisée lors des essais du LTA-8 en mai. Le 29 juin, l'astronaute Russell L. Schweickart, alors désigné LMP pour Apollo 8 et devant effectuer la première EVA pour tester la combinaison et le PLSS dans l'espace, a réalisé un test de trois heures dans la chambre. Plus tard dans la journée, Alan L. Bean, LMP de réserve d'Apollo 8, a également effectué un test similaire de trois heures.Les tests simulaient une altitude de 60 960 m (200 000 ft), et les astronautes ont effectué des exercices tels que des marches d'escalier pour déterminer la capacité de la combinaison et du PLSS à supporter des charges métaboliques. Les trois astronautes portaient la nouvelle combinaison pressurisée Apollo intégrant les changements recommandés après l'incendie d'Apollo 1, telles que l'utilisation de matériaux ininflammables. Cette combinaison a été certifiée par la NASA en janvier 1968 lors de tests dans la même chambre. Le PLSS a parfaitement fonctionné 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 ci-dessous 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. Ce 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 établie afin de détailler les procédures spécifiques permettant d'effectuer le test, c'est-à-dire la méthode d'évaluation d'un composant particulier en fonction des conditions simulées pour lesquelles il a été conçu.

Lors de l'essai, l'ingénieur contractuel responsable du test lit chaque ligne de chaque procédure au technicien HSD qui actionne les cadrans, appuie sur les interrupteurs et lit les jauges. Après chaque procédure de test, si le sous-système, les composants du PLSS fonctionnent conformément aux spécifications du test, l'inspecteur du contrôle qualité du HSD ainsi qu'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 décelé lors des tests d'acceptation de vol, les PLSS et les OPS sont rechargés puis rangés quelques jours après à bord du 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 procédures et/ou des réparations/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 de recharge du PLSS prend environ 30 minutes par unité, et chaque astronaute suit six étapes pour exécuter cette tâche avec son propre équipement.

Voici les étapes à suivre :

1) Remplacement de la batterie et du conteneur d'hydroxyde de lithium usagés par leurs recharges respectives ;

2) Recharge des bouteilles d'oxygène en deux étapes depuis le système d'oxygène à haute pression de l'étage de descente du LM :
2a) Un premier apport permettant de remplir les réservoirs à 90 %, suivi d'une période d'attente pour permettre le refroidissement des réservoirs.
2b) Un complément d'oxygène de 5 % à 8 %, portant le volume total à 95 % à 98 %.

Enfin, un entretien en trois étapes est réalisé pour le système de gestion de l'eau :
1) Recharge de l'approvisionnement en eau de refroidissement.
2) Vidange des eaux résiduaires (usées).
3) Évacuation de l'excès de gaz du système de refroidissement. Des bulles de gaz peuvent en effet 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 système de secours distinct assure l'approvisionnement en oxygène pour la respiration, la pression de la combinaison et le refroidissement en cas de défaillance du PLSS. Ce système est appelé le système de purge d'oxygène (OPS, Oxygen Purge System). Il est situé au-dessus du PLSS et est activé manuellement en cas de problème. Lors d'une activité extravéhiculaire standard depuis le CM, l'OPS est porté et fixé autour du casque (EVA vers la SIM bay). En cas de configuration extravéhiculaire d'urgence, l'OPS est attaché au PGA au bas du torse et fonctionne de manière autonome. Il s'agit d'une unité non rechargeable en vol.

Position de l'OPS lors d'une EVA SIM Bay (CMP)

Les deux versions de l'OPS

Le système se compose de deux réservoirs sphériques sous haute pression, interconnectés, contenant environ 0,910 kg d'oxygène chacun à 5880 psi, soit un total de 1,82 kg d'O₂ (donnée du vol Apollo 11), bien que cette capacité puisse être portée jusqu'à 2,585 kg au total. Il comprend également un régulateur de pression, des connecteurs d'oxygène, et l'instrumentation de contrôle nécessaire, le tout logé dans une coque rigide en fibre de verre de couleur bleue. Un appareil de chauffage alimenté par batterie et contrôlé en température réchauffe l'oxygène en expansion rapide, afin d'éviter des températures inférieures à zéro à son entrée dans le flux de la combinaison. Bien que l'OPS n'ait pas de capacité de communication, il offre un support de montage pour l'antenne VHF du PLSS. Le manomètre de haute pression est utilisé pour contrôler la pression des réservoirs pendant le remplissage au sol et pendant les vérifications préopérationnelles. L'OPS est connecté à la combinaison par un ombilical séparé.

Le détendeur d'oxygène de l'OPS est un modèle à un étage, à orifice variable, qui maintient la pression d'oxygène à l'entrée du PGA à 25,5 ± 2 kN/m² (3,7 ± 0,3 PSID). Il est équipé d'un module de chauffage électrique en ligne et d'un module de contrôle automatique de la température pour maintenir la température normale de l'oxygène à l'entrée du PGA entre 272 et 300 K (30" et 80" F ou -1,1°C et + 26,6°C). L'alimentation en électricité est fournie par une batterie de 27 volts. Le régulateur et le réchauffeur disposent de systèmes de vérification préopérationnels. Le manomètre de l'OPS, utilisé à la fois pour le remplissage au sol et pour la vérification, surveille la pression à la source des réservoirs d'oxygène interconnectées. Le manomètre du régulateur de l'OPS vérifie le débit régulé à travers un orifice de 0,032 à 0,163 kg/h (0,07 à 0,36 lb/h) monté sur la plaque de rangement. Un interrupteur de vérification d'état s'allume en vert lorsque le circuit de chauffage fonctionne correctement. Pendant l'utilisation de l'OPS, la sortie d'oxygène de la combinaison est contrôlée par la soupape de purge d'oxygène montée sur la combinaison.

L'OPS utilisé pour Apollo 15 et les missions suivantes diffère de celui utilisé pour Apollo 14, notamment par le déplacement des points d'attache des harnais PLSS pour permettre le montage du casque. De plus, la capacité de contrôle de la température de sortie de l'oxygène présente dans l'OPS des missions jusqu'à Apollo 13 a été supprimée. Ainsi, le chauffage, le circuit de commande, le bornier, le capteur de température, l'interrupteur d'alimentation et la batterie ont été retirés.

L'activation de l'OPS se fait en deux étapes :

a) Tout d'abord, l'astronaute retire 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, permettant à l'astronaute d'utiliser la réserve d'oxygène d'urgence stockée dans l'OPS.
b) L'astronaute active la réserve d'oxygène d'urgence. L'oxygène s'écoule de l'OPS, passe par un régulateur, entre dans la combinaison, et 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 : ce mode est utilisé lorsque le PLSS ne peut plus fournir d'oxygène à la combinaison ou en cas de 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 : ce réglage est utilisé lorsque le refroidissement est fourni par le PLSS ou, en cas de nécessité, par le PLSS de l'équipier via l'utilisation du BSLSS (Buddy Secondary Life Support System, ou Système Secondaire de Survie). Le débit est alors de 1,81 kg/h (4 lb/h).

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

II) Mode "Makeup" : ce mode 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 ce mode "makeup" est de 2,56 kg (5,64 lb). Le taux d'utilisation, même dans les conditions supposées d'un "retour de promenade" (walkback) qui durerait plus d'une heure, serait d'environ 0,28 lb/h, plus un taux de fuite excessive. La plus longue "walkback" envisagée durant Apollo n'aurait pas duré plus de trois heures.

Lors de la mission Apollo XIV, la réserve d'oxygène a été calculée pour une durée d'environ 6 heures, et un nouveau dispositif a été introduit, 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 deux astronautes de partager le refroidissement par eau fourni par l'un de leur PLSS, suite à la perte de cette capacité sur l'autre PLSS. Cela permet à l'astronaute dont le PLSS ne fonctionne plus d'utiliser le système de purge d'oxygène (OPS) à faible débit et de prolonger ainsi la durée de vie utile du système, offrant environ 78 minutes d'autonomie, soit le double du mode haut-débit.

Le système se compose de six éléments principaux :

1) Deux tuyaux d'eau de 2,59 m (8-1/2 ft) de long et environ 2 cm (3/8 in) de diamètre intérieur, permettant le transfert du liquide de refroidissement entre le PLSS en état de marche et le connecteur d'eau multiple de la combinaison de l'équipier en difficulté
2) Un connecteur (entrée/sortie) d'eau PLSS standard à l'extrémité de ce double tuyau, celui destiné à se connecter à la combinaison défaillante ;
3) 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 second connecteur d'eau PLSS (connexion à la combinaison fonctionnelle) ;
4) Une sangle de retenue de 1,37 m (4-1/2 ft) avec des crochets permettant de fixer le système aux boucles de retenue PGA/LM ;
5) Une gaine thermique couvrant toute la longueur des tuyaux, avec des longes d'attache à environ 61 cm (2 ft) de chaque extrémité ;
6) une pochette thermique pour le rangement de l'ensemble sur le PLSS pendant l'EVA et dans la cabine du LM lorsqu'il n'est pas utilisé.

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

LE RCU

L'unité de commande à distance (Remote Control Unit ou RCU) est un dispositif d'instrumentation et de contrôle monté sur la poitrine du PGA, permettant à l'astronaute d'accéder facilement aux commandes et aux affichages essentiels. Ces commandes et affichages incluent : 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) ainsi qu'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 aucune alimentation électrique. 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 également une fonction secondaire : servir de support de montage pour l'appareil photographique Hasselblad.

En observant le haut du RCU (depuis l'arrière, comme les membres de l'équipage lorsqu'il est monté sur l'EMU), on y 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 situent les commandes du volume radio, de la pompe à eau, et un commutateur radio push-to-talk. L'ombilical électrique qui reliait le RCU au PLSS est également positionné ici.

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

À l'arrière, on retrouve un ensemble de pinces servant à fixer le RCU à la combinaison. deux pinces supérieures sont attachées aux bretelles du PLSS, et une troisième est reliée à un support situé à l'avant de l'EMU. Une petite sangle permet d'actionner les mors, même avec les gants EVA encombrants.

Le PLSS est endossé par l'astronaute et fixé par 4 sangles à l'avant (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 reliées à un ensemble d'anneaux sur la partie supérieure du torse de la combinaison, soutenant ainsi la majeure partie de la masse du PLSS. Les sangles inférieures, qui servent à maintenir la stabilité latérale du PLSS, sont fixées aux anneaux situés juste au-dessus de chaque hanche. La longueur de chaque sangle peut être ajustée pour assurer un confort optimal. Pour les missions de type J, la combinaison lunaire est également utilisée pour attacher les outils nécessaires aux astronautes pour la collecte de pierres, tels que le marteau, l'appareil photo, des sacs et divers ustensiles. Un sac est attaché à chaque PLSS : à gauche pour le CDR et à droite pour le LMP.

À savoir : les PLSS entièrement chargés (prêts à l'emploi) sont placés dans le LM avant le lancement, ce qui permet de gagner un temps précieux 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, et sont récupérées lors d'une EVA en préparation de la suivante.

À la fin des activités extravéhiculaires, juste avant le départ, les PLSS sont laissés sur la surface lunaire Et y demeurent 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.

cmH₂O : c'est une unité de pression. Elle est utilisés, dans notre cas, pour les pressions relatives à la respiration et à la ventilation mécanique. Mais, on l'utilise surtout en médecine pour mesurer la pression des veines (comme celle de la veine cave), du cerveau ou du liquide cérébrospinal. Ellel est définie comme la pression exercée par une colonne de 1 cm d'eau à 4 °C (température à laquelle la densité de l'eau est maximale) dans les conditions standards de gravité terrestre.

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 ; The Apollo Portable Life Support System By Kenneth S. Thomas.
Textes traduits de l'anglais, Paul Cultrera tous droits réservés.