سیستم هدایت، ناوبری و کنترل اولیه آپولو ( PGNCS ، پینگ‌های تلفظ شده) یک سیستم هدایت اینرسی مستقل بود که به فضاپیماهای آپولو اجازه می‌داد تا مأموریت‌های خود را در زمانی که ارتباطات با زمین قطع می‌شد، طبق انتظار، زمانی که فضاپیما پشت سر قرار داشت، انجام دهد. ماه، یا در صورت خرابی ارتباطات. ماژول فرمان آپولو (CM) و ماژول قمری (LM) هر کدام به نسخه ای از PGNCS مجهز شده بودند. PGNCS، و به طور خاص کامپیوتر آن، همچنین مرکز فرمان برای همه ورودی‌های سیستم از LM، از جمله تلسکوپ نوری تراز، سیستم رادار، ورودی‌های دستگاه ترجمه دستی و چرخش توسط فضانوردان و همچنین ورودی‌های دیگر از سیستم‌های LM بود.
PGNCS توسط آزمایشگاه ابزار دقیق MIT به سرپرستی چارلز استارک دریپر (آزمایشگاه ابزار دقیق بعدها به نام او نامگذاری شد) توسعه یافت . پیمانکار اصلی PGNCS و سازنده واحد اندازه گیری اینرسی (IMU) بخش دلکو جنرال موتورز بود . PGNCS از اجزای زیر تشکیل شده است:
CM و LM از یک کامپیوتر، پلت فرم اینرسی و حل کننده ها استفاده کردند. تفاوت اصلی واحد نوری بود. پایگاه ناوبری برای هر فضاپیما نیز متفاوت بود که منعکس کننده هندسه های مختلف نصب است. رادار قرار ملاقات LM نیز به پایگاه ناوبری آن متصل شد.
دو نسخه از PGNCS - بلوک I و بلوک II - مربوط به دو نسل CM وجود داشت. پس از آتش‌سوزی آپولو 1 ، که در Block I CM رخ داد، ناسا تصمیم گرفت که هیچ مأموریت خدمه‌ای دیگر از Block I استفاده نکند، اگرچه مأموریت‌های بدون خدمه این کار را انجام دادند. تفاوت‌های عمده بین Block I و Block II PGNCS شامل جایگزینی حل‌کننده‌های الکترومکانیکی با طراحی کاملاً الکترونیکی و جایگزینی پایه ناوبری Block I، که از بریلیوم ماشین‌کاری شده بود ، با یک قاب ساخته شده از لوله‌های آلومینیومی پر از فوم پلی‌اورتان بود . پایگاه های ناوبری Block II سبک تر، ارزان تر و به همان اندازه سفت و سخت بودند.
یکی دیگر از تفاوت های عمده بین بلوک I و بلوک II قابلیت تعمیر بود. هدف اولیه برنامه آپولو این بود که فضانوردان بتوانند قطعات الکترونیکی را تعمیر کنند. بر این اساس، Block 1 PNGCS با بسیاری از ماژول‌های یکسان طراحی شد که در صورت لزوم می‌توان آنها را با قطعات یدکی در حین پرواز جایگزین کرد. با این حال، شرایط رطوبت بالا در داخل محفظه خدمه و حوادث در جابجایی مایعات بدن در طول ماموریت جمینی 7، اتصالات الکتریکی بدون آب بندی را نامطلوب کرده است. هدف تعمیرپذیری در بلوک II حذف شد و تمام واحدها و اتصالات الکتریکی آب بندی شدند. [1] آتش‌سوزی مرگبار آپولو 1 این نگرانی را تقویت کرد.
IMU روی سه محور قرار گرفت. داخلی ترین قسمت، عضو پایدار (SM)، یک مکعب بریلیوم 6 اینچی بود که سه ژیروسکوپ و سه شتاب سنج در آن نصب شده بود. حلقه‌های بازخورد از سیگنال‌های ژیروسکوپ‌ها از طریق رزولورها برای کنترل موتورها در هر محور استفاده می‌کردند. این سیستم سروو عضو ثابت را با توجه به فضای اینرسی ثابت نگه می دارد . سپس سیگنال‌های شتاب‌سنج‌ها برای پیگیری سرعت و موقعیت فضاپیما یکپارچه شدند. IMU از سیستم هدایت توسعه یافته توسط Draper برای موشک Polaris مشتق شده است .
سیستم های هدایت اینرسی کامل نیستند و سیستم آپولو حدود یک میلی رادیان در ساعت حرکت می کند. بنابراین لازم بود که سکوی اینرسی به صورت دوره ای با رؤیت ستارگان دوباره تنظیم شود.
واحد نوری CM دارای یک سکسانت دقیق (SXT) بود که روی قاب IMU ثابت شده بود که می‌توانست زوایای بین ستاره‌ها و نشانه‌های زمین یا ماه یا افق را اندازه‌گیری کند. دارای دو خط دید، بزرگنمایی 28× و میدان دید 1.8 درجه بود. واحد نوری همچنین شامل یک تلسکوپ روبشی میدان دید با بزرگنمایی کم (60 درجه) برای رؤیت ستارگان بود. واحد نوری می تواند برای تعیین موقعیت CM و جهت گیری در فضا استفاده شود.
LM در عوض یک تلسکوپ نوری تراز (AOT) داشت که اساساً یک پریسکوپ بود. عنصر بیرونی AOT یک منشور محافظ خورشید بود که می توانست به یکی از شش موقعیت ثابت نسبت به LM بچرخد تا بخش بزرگی از آسمان ماه را بپوشاند. هر موقعیت دارای میدان دید 60 درجه بود. هنگام چرخش، موقعیت AOT توسط AGC قابل خواندن بود. با نشان دادن شبکه به دو ستاره متفاوت، کامپیوتر می تواند جهت سفینه را تعیین کند. [2]
مایکل کالینز، خلبان ماژول فرماندهی آپولو 11، خاطرنشان کرد که دید از طریق اپتیک غیر استاندارد بود و در شرایط نوری خاص به سختی قابل مشاهده بود.
سایه خورشید در اواخر برنامه، در سال 1967، پس از آزمایش‌ها و مدل‌سازی که مشخص شد فضانوردان ممکن است قادر به دیدن ستارگان در سطح ماه به دلیل نور مستقیم خورشید یا نور پراکنده شده توسط بخش‌های نزدیک LM نباشند، اضافه شد. منشور بیرونی افزودن سایه خورشید همچنین باعث افزایش تعداد موقعیت‌های دید از سه به شش می‌شود. [1] : ص. 41 ff
نرم‌افزار هدایت داخل هواپیما از فیلتر کالمن برای ادغام داده‌های جدید با اندازه‌گیری‌های موقعیت گذشته برای تولید تخمین موقعیت بهینه برای فضاپیما استفاده کرد. اطلاعات کلیدی یک تبدیل مختصات بین عضو پایدار IMU و سیستم مختصات مرجع بود. در آرگوت برنامه آپولو، این ماتریس با نام REFSMMAT (برای "ارجاع به ماتریس اعضای پایدار") شناخته می شد. بسته به مرحله ماموریت از دو سیستم مختصات مرجع استفاده می‌شد: یکی در مرکز زمین و دیگری در مرکز ماه.
با وجود کلمه "اولیه" در نام آن، داده های PGNCS منبع اصلی اطلاعات ناوبری نبود. ردیابی داده‌های شبکه فضایی عمیق ناسا توسط رایانه‌هایی در Mission Control و با استفاده از الگوریتم‌های حداقل مربعات پردازش شد . تخمین‌های موقعیت و سرعت به‌دست‌آمده دقیق‌تر از تخمین‌های تولید شده توسط PGNCS بود. در نتیجه، به فضانوردان به‌طور دوره‌ای به‌روزرسانی‌های بردار وضعیتی داده می‌شد تا بر اساس داده‌های زمینی وارد AGC شوند. PGNCS هنوز برای حفظ جهت گیری فضاپیما، کنترل موشک ها در هنگام سوختن مانور، از جمله فرود و برخاستن ماه، و به عنوان منبع اصلی داده های ناوبری در هنگام قطع ارتباط برنامه ریزی شده و غیرمنتظره ضروری بود. PGNCS همچنین بررسی داده های زمینی را ارائه کرد.
ماژول قمری یک وسیله ناوبری سوم داشت، سیستم هدایت سقط (AGS) که توسط TRW ساخته شد . این در صورت شکست PGNCS مورد استفاده قرار گرفت. AGS می تواند برای برخاستن از ماه و برای قرار ملاقات با ماژول فرماندهی استفاده شود، اما نه برای فرود. در طول آپولو 13 ، پس از بحرانی ترین سوختگی در نزدیکی ماه، AGS به جای PGNCS استفاده شد زیرا به نیروی الکتریکی کمتر و آب خنک کننده نیاز داشت.
در طول ماموریت آپولو 11 ، دو زنگ هشدار PGNCS (1201 "No VAC area available" و 1202 "Executive Alarm, no core sets") به کنترل ماموریت رله داده شد که اولین فرود روی ماه در 20 ژوئیه 1969 انجام شد. سیستم کامپیوتری اضافه بار ناشی از گرفتن همزمان داده های رادار فرود و داده های رادار قرار ملاقات بود. کارکنان پشتیبانی در کنترل ماموریت به این نتیجه رسیدند که هشدارها را می توان با خیال راحت نادیده گرفت و فرود با موفقیت انجام شد. [3] [4]