Přístrojová jednotka Saturn V - Saturn V instrument unit

Schéma přístrojové jednotky Saturn V.

Nástroj jednotka Saturn V je prstencová konstrukce připevněna k horní části Saturn V třetí etapě rakety ( S-IVB ) a Saturn IB druhé fáze je (i S-IVB). Bylo to bezprostředně pod panely SLA (Spacecraft/Lunar Module Adapter), které obsahovaly lunární modul Apollo . Přístrojová jednotka obsahuje naváděcí systém pro raketu Saturn V. Některé z elektroniky obsažené v přístrojové jednotce jsou digitální počítač , analogový počítač pro řízení letu, nouzový detekční systém, inerciální naváděcí platforma, ovládací akcelerometry a gyroskopy s regulací rychlosti. Přístrojová jednotka (IU) pro Saturn V byla navržena NASA v Marshall Space Flight Center (MSFC) a byla vyvinuta ze Saturn I IU. Dodavatelem výroby přístroje Saturn V Instrument Unit společnosti NASA byla společnost International Business Machines ( IBM ).

Jedna z nepoužitých přístrojových jednotek je v současné době vystavena v centru Stevena F. Udvara-Hazyho v Chantilly ve Virginii . Plaketa pro jednotku má následující nápis:

Raketa Saturn V, která vyslala astronauty na Měsíc, používala setrvačné vedení, soběstačný systém, který vedl trajektorii rakety. Raketový posilovač měl naváděcí systém oddělený od systémů na velitelském a lunárním modulu. Obsahovala ji přístrojová jednotka, jako je tato, prstenec umístěný mezi třetím stupněm rakety a velitelským a lunárním modulem. Prstenec obsahoval základní součásti naváděcího systému - stabilní platformu, akcelerometry, digitální počítač a řídicí elektroniku - a také radar, telemetrii a další jednotky.

Stabilní platforma přístrojové jednotky byla založena na experimentální jednotce pro německou raketu V-2 druhé světové války. Platformu vyrobila společnost Bendix Corporation , zatímco IBM navrhla a vyrobila digitální počítač této jednotky.

Pohled na IU-514 z podlahy UHC
Přístrojová jednotka č. 514 v National Air & Space Museum, Udvar-Hazy Center, Dulles, Virginie; vlevo je vidět nos raketoplánu Enterprise.

Specifikace

  • Průměr: 260 palců (6,6 m)
  • Výška: 36 palců (914 mm)
  • Hmotnost při startu: ~ 4400 lb (1996 kg)

Historie misí

Neexistovala žádná přístrojová jednotka pro zesilovače Saturn I Block I (SA-1 až SA-4). Naváděcí a kontrolní zařízení bylo neseno v kanystrech na vrcholu prvního stupně SI a zahrnovalo stabilizovanou platformu ST-90, vyrobenou společností Ford Instrument Company a používanou v raketě Jupiter .

IU debutovalo s SA-5, prvním spuštěním Saturn I Block II. První verze IU měla průměr 154 palců (3900 mm) a 58 palců (1500 mm) a byla navržena a vyrobena společností MSFC. Naváděcí, telemetrická, sledovací a napájecí součástka byla obsažena ve čtyřech tlakových válcových kontejnerech připevněných jako paprsky k centrálnímu náboji.

MSFC letěl s verzí 2 IU na SA-8, 9 a 10. Verze 2 měla stejný průměr jako verze 1, ale pouze 34 palců (860 mm) na výšku. Namísto tlakových nádob byly součásti zavěšeny na vnitřní stranu válcové stěny, čímž bylo dosaženo snížení hmotnosti.

Poslední verze, číslo 3, měla průměr 260 palců (6600 mm) a výšku 36 palců (910 mm). Byl navržen společností MSFC, ale vyroben společností IBM v jejich továrně v Huntsville a létal na všech startech Saturn IB a Saturn V. To je verze, která je na displeji ve Washingtonu, Huntsville, Houston, a Apollo / Saturn V Center .

Historie spuštění Saturnu
Program Vozidlo Mise Datum spuštění Podložka IU verze
Saturn I. SA-1 SA-1 27. října 1961 34 -
Saturn I. SA-2 SA-2 25. dubna 1962 34 -
Saturn I. SA-3 SA-3 16. listopadu 1962 34 -
Saturn I. SA-4 SA-4 28. března 1963 34 -
Saturn I. SA-5 SA-5 29. ledna 1964 37B 1
Saturn I. SA-6 AS-101 28. května 1964 37B 1
Saturn I. SA-7 AS-102 18. září 1964 37B 1
Saturn I. SA-9 AS-103 16. února 1965 37B 2
Saturn I. SA-8 AS-104 25. května 1965 37B 2
Saturn I. SA-10 AS-105 30. července 1965 37B 2
Saturn IB SA-201 AS-201 26. února 1966 34 3
Saturn IB SA-203 AS-203 5. července 1966 37B 3
Saturn IB SA-202 AS-202 25. srpna 1966 34 3
Saturn V. SA-501 Apollo 4 9. listopadu 1967 39A 3
Saturn IB SA-204 Apollo 5 22. ledna 1968 37B 3
Saturn V. SA-502 Apollo 6 4. dubna 1968 39A 3
Saturn IB SA-205 Apollo 7 11. října 1968 34 3
Saturn V. SA-503 Apollo 8 21. prosince 1968 39A 3
Saturn V. SA-504 Apollo 9 3. března 1969 39A 3
Saturn V. SA-505 Apollo 10 18. května 1969 39B 3
Saturn V. SA-506 Apollo 11 16. července 1969 39A 3
Saturn V. SA-507 Apollo 12 14. listopadu 1969 39A 3
Saturn V. SA-508 Apollo 13 11. dubna 1970 39A 3
Saturn V. SA-509 Apollo 14 31. ledna 1971 39A 3
Saturn V. SA-510 Apollo 15 26. července 1971 39A 3
Saturn V. SA-511 Apollo 16 16. dubna 1972 39A 3
Saturn V. SA-512 Apollo 17 7. prosince 1972 39A 3
Saturn V. SA-513 Skylab 1 14. května 1973 39A 3
Saturn IB SA-206 Skylab 2 25. května 1973 39B 3
Saturn IB SA-207 Skylab 3 28. července 1973 39B 3
Saturn IB SA-208 Skylab 4 16. listopadu 1973 39B 3
Saturn IB SA-210 ASTP 15. července 1975 39B 3

Profil mise

Letové profily Saturnu Apolla se podle mise značně lišily. Všechny mise však začaly odstartováním prvního stupně. Pro plynulejší ovládání zapalování motoru, nárůstu tahu a vztlaku vozidla zajišťovaly opěrné paže oporu a přidržování ve čtyřech bodech kolem základny stupně S-IC. Během prvních šesti palců vertikálního pohybu bylo dosaženo postupného kontrolovaného uvolňování.

Po vymazání odpalovací věže letový program uložený v digitálním počítači nosné rakety (LVDC) nařídil převrácení vozidla tak, aby bylo orientováno tak, aby následný stoupací manévr namířil vozidlo do požadovaného azimutu. Příkazy klopení a klopení byly řízeny uloženým programem a nebyly ovlivněny navigačním měřením. Až do konce vypalování S-IC byly naváděcí příkazy funkcí pouze času.

Přerušení prvního stupně a oddělení stupňů bylo nařízeno, když IU obdržel signál, že hladina paliva v nádrži dosáhla předem stanoveného bodu. Vedení během popálenin druhého a třetího stupně záleželo jak na časových, tak na navigačních měřeních, aby bylo dosaženo cílové oběžné dráhy s použitím minima paliva.

Cutoff motoru druhého stupně bylo nařízeno IU při předem stanovené hladině paliva a stupeň byl oddělen. Do této doby vozidlo dosáhlo své přibližné orbitální výšky a hoření třetího stupně bylo dostatečně dlouhé na to, aby dosáhlo kruhové parkovací oběžné dráhy .

Během misí Apollo s posádkou vozidlo doběhlo na oběžné dráze Země po dobu 2 až 4 průchodů, zatímco posádka prováděla kontroly stavu systémů a další úkoly a pozemní stanice sledovaly vozidlo. Během hodiny a půl po startu sledovací stanice po celém světě zpřesnily odhady polohy a rychlosti vozidla, souhrnně známé jako jeho stavový vektor. Poslední odhady byly předány naváděcím systémům v IU a počítači velitelského modulu v kosmické lodi. Když byl Měsíc, Země a vozidlo v optimální geometrické konfiguraci, byl třetí stupeň znovu nastartován, aby se vozidlo dostalo na translunární oběžnou dráhu. Například u Apolla 15 toto popálení trvalo 5 minut 55 sekund.

Po translunární injekci přišel manévr zvaný transpozice, dokování a extrakce. To bylo pod kontrolou posádky, ale IU držel vozidlo S-IVB/IU stabilní, zatímco modul Command/Service Module (CSM) se nejprve oddělil od vozidla, otočil se o 180 stupňů a vrátil se do doku s lunárním modulem (LM). Když CSM a LM „tvrdě zakotvily“ (spojeny tuctem západek), přeuspořádaná kosmická loď se oddělila od S-IVB/IU.

Poslední funkcí IU bylo velení velmi malého manévru nezbytného k tomu, aby se S-IVB/IU nedostaly do cesty kosmické lodi. Na některých misích se S-IVB/IU dostal na vysokou oběžnou dráhu Země nebo Slunce, zatímco na jiných byl narazen na Měsíc; seismometry byly ponechány na Měsíci během Apolla 11, 12, 14, 15 a 16 a S-IVB/IU Apolla 13, 14, 15, 16 a 17 byly směrovány ke srážce. Tyto dopady poskytly impulsy, které byly zaznamenány sítí seismometru k získání informací o geologické stavbě Měsíce.

Subsystémy

Interiér IU-514, s komponentami označenými
Schéma exteriéru IU-514

IU se skládá ze šesti subsystémů: struktura, navádění a řízení, řízení prostředí, detekce nouze, rádiová komunikace (pro telemetrii, sledování a velení) a napájení.

Struktura

Základní IU struktura je krátký válec, 36 palců vysoký a 260 palců (6600 mm) v průměru, vyrobený z voštinového sendvičového materiálu z hliníkové slitiny o tloušťce 0,95 palce (24 mm). Válec se vyrábí ve třech 120stupňových segmentech, které jsou spojeny spojovacími deskami do integrální struktury. Horní a spodní hrany jsou vyrobeny z extrudovaných hliníkových kanálů spojených s voštinovým sendvičem. Tento typ konstrukce byl vybrán pro svůj vysoký poměr pevnosti k hmotnosti, akustickou izolaci a vlastnosti tepelné vodivosti. IU podporoval součásti namontované na jeho vnitřní stěně a hmotnost kosmické lodi Apollo výše (lunární modul, velitelský modul, servisní modul a vypouštěcí úniková věž). Aby se usnadnila manipulace s IU, než byla sestavena do Saturnu, byly přední a zadní ochranné kroužky, 6 palců vysoké a namalované modře, přišroubovány k hornímu a dolnímu kanálu. Ty byly odstraněny během stohování IU do vozidla Saturn. Konstrukci vyrobila společnost North American Rockwell v Tulse v Oklahomě. Edward A. Beasley byl manažerem programu IU.

IU je rozdělena do 24 míst, která jsou na vnitřní straně označena čísly 1-24 na hliníkovém povrchu těsně nad modrou přírubou.

Vedení a kontrola

Nosná raketa Saturn V byla naváděna navigačním, naváděcím a řídicím zařízením umístěným v IU. Prostorově stabilizovaná platforma ( inerciální platforma ST-124-M3 v místě 21) měřila zrychlení a polohu. Vozidlo startu digitální počítač (LVDC v místě 19) vyřešit pokyny rovnice, a vydal analogový počítač řízení letu (místo 16), příkazy pro řízení vozidla.

Poloha vozidla byla definována ve třech osách:

  • Osa převrácení (X) probíhá od ocasu k nosu a v době startu byla svislá.
  • Osa rozteče (Y) je v pravém úhlu k ose převrácení a je na vnější straně IU označena +Y nad výřezem, mimo umístění 21.
  • Osa stáčení (Z) je v pravém úhlu k ose stoupání i klopení a je označena +Z mimo umístění 3.

Inerciální plošina ST-124-M3 obsahuje tři závěsu : vnější kardanový (která se může otáčet o 360 ° kolem válce nebo X ose vozidla), střední kardanového (který se může otáčet ± 45 ° o stáčení nebo Z osou vozidlo) a vnitřní nebo setrvačný závěs (který se může otáčet o 360 ° kolem rozteče nebo osy Y vozidla). Vnitřní kardan je platforma, na kterou je upevněno několik komponent:

  • Dvě svislá zarovnávací kyvadla vysílala před startem signály na zařízení pozemní podpory, které generovalo signály do plošných gyroskopických generátorů k vyrovnání vnitřního kardanu. Systém vertikálního zarovnání vyrovnal plošinu s přesností ± 2,5 úhlových sekund .
  • Dva hranoly , jeden pevný a jeden poháněný servem , byly použity s vnějším teodolitem, který viděl skrz výřez mimo umístění 21, aby nastavil azimut vnitřního závěsu před spuštěním. Azimut lze nastavit s přesností ± 5 obloukových sekund.
  • Tři gyroskopy s jedním stupněm volnosti mají své vstupní osy zarovnané podél ortogonálního setrvačného souřadnicového systému . Tři generátory signálu, připevněné k výstupní ose každého gyra, generovaly elektrické signály úměrné poruchám točivého momentu . Signály byly přenášeny přes servo elektroniku, která končila v kardanových otočných servomotorech. Servoloopy udržovaly vnitřní kardan rotačně upevněný v setrvačném prostoru. To znamená, že zatímco se vozidlo valilo, naklonilo a zatočilo, vnitřní závěs zůstal ve stejném postoji, na jaký byl nastaven těsně před startem. Ačkoli to bylo překládáno během procesu startu a oběžné dráhy, bylo to rotačně fixováno.
  • Tři integrační akcelerometry měřily tři složky rychlosti vyplývající z pohonu vozidla. Měření akcelerometru byla odeslána přes datový adaptér nosné rakety (LDVA v místě 19) do LVDC. V LVDC byla měření akcelerometru kombinována s vypočítaným gravitačním zrychlením, aby se získala rychlost a poloha vozidla.

Úhlové polohy závěsů na jejich osách byly měřeny pomocí resolverů, které vyslaly své signály do Launch Vehicle Data Adapter (LVDA). LVDA bylo vstupním/výstupním zařízením pro LVDC. Provedla nezbytné zpracování signálů, aby byly tyto signály přijatelné pro LVDC.

Okamžitá poloha vozidla byla porovnána s požadovanou polohou vozidla v LVDC. Korekční signály postoje z LVDC byly počítačem řízení letu převedeny na řídicí příkazy. Požadovaný směr tahu byl získán otáčením motorů ve fázi pohonu za účelem změny směru tahu vozidla. Kývání těchto motorů bylo provedeno prostřednictvím hydraulických pohonů . V první a druhé fázi (S-IC a S-II) byly čtyři závěsné motory vybaveny kardanem pro ovládání náklonu, sklonu a zatáčení. Vzhledem k tomu, že třetí stupeň (S-IVB) má pouze jeden motor, byl pro řízení převrácení během motorového letu použit pomocný pohonný systém. Pomocný pohonný systém zajišťuje kompletní řízení polohy během pobřežního letu stupně S-IVB/IU.

Kontrola prostředí

Systém řízení prostředí (ECS) udržuje přijatelné provozní prostředí pro zařízení IU během předletového a letového provozu. ECS se skládá z následujících položek:

  • Systém tepelné úpravy (TCS), který udržuje teplotu cirkulujícího chladiva v elektronickém zařízení 15 ± 5/9 ° C (59 ° ± 1 ° F).
  • Systém čištění před výstupem, který udržuje zásobu směsi vzduchu a plynného dusíku (vzduch/GN2) regulované podle teploty a tlaku v oblasti zařízení IU/S-IVB.
  • Systém přívodu plynových ložisek, který dodává GN2 do plynových ložisek inerciální plošiny ST-124-M3.
  • Zařízení pro odběr vzorků pro detekci nebezpečných plynů, které monitoruje přední mezistupňovou oblast IU/S-IVB na přítomnost nebezpečných par

Tepelná úprava

Panely tepelné úpravy, nazývané také studené desky, byly umístěny ve stupni IU i S-IVB (až šestnáct v každém stupni). Každá studená deska obsahuje závitové otvory pro šrouby v mřížkovém vzoru, který poskytuje flexibilitu montáže součástí.

Chladicí tekutina cirkulující TCS byla směsí 60 procent methanolu a 40 procent hmotnostních demineralizované vody . Každá studená deska dokázala rozptýlit nejméně 420 wattů.

Během letu bylo teplo generované zařízením namontovaným na chladných deskách odváděno do prostoru sublimačním výměníkem tepla . Voda ze zásobníku (vodního akumulátoru) byla vystavena nízkoteplotnímu a tlakovému prostředí vesmíru, kde nejprve zmrzne a poté sublimuje, odebírá teplo z výměníku tepla a přenáší ho do molekul vody, které v plynném stavu unikají do vesmíru. Voda/methanol byla ochlazena cirkulací přes výměník tepla.

Předflight systém čištění vzduchu/GN2

Před letem dodává pozemní podpůrné zařízení (GSE) chlazený filtrovaný ventilační vzduch do IU, vstupuje velkým kanálem uprostřed pupečního panelu (umístění 7) a větví se do dvou kanálů v horní části, které jsou vedeny kolem IU v kabelovém nosiči. Směrem dolů směřující průduchy z těchto potrubí uvolňují ventilační vzduch do vnitřku IU. Během tankování byl místo vzduchu dodáván plynný dusík, aby se vyčistily všechny hnací plyny, které by se jinak mohly hromadit v IU.

Dodávka plynových ložisek

Aby se snížily chyby ve snímání polohy a rychlosti, konstruktéři snížili tření na minimum v gyroskopech a akcelerometrech plošiny tím, že ložiska vznáší na tenkém filmu suchého dusíku. Dusík byl dodáván z koule o objemu 56,6 litru plynu o tlaku 3 000 psig (libry na čtvereční palec, tj. Psi nad jednou atmosférou) (20,7 MPa ). Tato koule má průměr 21 palců (0,53 m) a je namontována v místě 22 nalevo od ST-124-M3. Plyn ze zásobovací sféry prochází filtrem, regulátorem tlaku a výměníkem tepla, než proudí ložisky na stabilní plošině.

Detekce nebezpečných plynů

Systém detekce nebezpečných plynů monitoruje přítomnost nebezpečných plynů v předních oddílech stupně IU a S-IVB během tankování vozidla. Vzorky plynu byly odebírány na čtyřech místech: mezi panely 1 a 2, 7 a 8, 13 a 14 a 19 a 20. Trubky vedou z těchto míst do místa 7, kde byly připojeny k zařízení pozemní podpory (mimo IU), které dokáže detekovat nebezpečné plyny.

Nouzová detekce

Nouzový detekční systém (EDS) zaznamenal počáteční vývoj podmínek v letovém vozidle během fází posílení letu, které by mohly způsobit poruchu vozidla. EDS reagovala na tyto mimořádné situace jedním ze dvou způsobů. Pokud by došlo k rozpadu vozidla, byla by zahájena sekvence automatického přerušení. Pokud se však nouzový stav vyvíjel dostatečně pomalu nebo byl takové povahy, že jej letová posádka dokáže vyhodnotit a podniknout kroky, byly letové posádce poskytnuty pouze vizuální indikace. Jakmile byla přerušena sekvence přerušení, buď automaticky nebo ručně, byla neodvolatelná a byla dokončena.

EDS byl distribuován po celém vozidle a obsahuje některé komponenty v IU. V lokalitě 15 v IU bylo nainstalováno devět gyroskopů s rychlostí EDS. Tři gyroskopy monitorovaly každou ze tří os (rozteč, výkyv a zatáčení) a zajišťovaly trojitou redundanci. Procesor řídicího signálu (umístění 15) poskytoval napájení a přijímal vstupy z devíti gyroskopů s rychlostí EDS. Tyto vstupy byly zpracovány a odeslány distributorovi EDS (umístění 14) a do počítače řízení letu (umístění 16). Distributor EDS sloužil jako spojovací skříňka a spínací zařízení k vybavení zobrazovacích panelů kosmických lodí nouzovými signály, pokud existovaly nouzové podmínky. Obsahoval také logiku relé a diod pro sekvenci automatického přerušení. Při startu byl aktivován elektronický časovač (umístění 17) a o 30 sekund později aktivovala relé v rozdělovači EDS, což umožňovalo vícenásobné vypnutí motoru. Tato funkce byla během prvních 30 sekund startu deaktivována, aby se zabránilo pádu vozidla zpět do prostoru startu. Zatímco byl automatický přerušení zablokován, letová posádka může zahájit ruční přerušení, pokud nastane stav nadměrného úhlového přetížení nebo vypnutí dvou motorů.

Rádiová komunikace

IU komunikovalo rádiem nepřetržitě k zemi pro několik účelů. Systém měření a telemetrie sděloval data o interních procesech a podmínkách na Saturnu V. Sledovací systém sděloval data používaná pozemní stanicí Mission (MGS) k určení polohy vozidla. Rádiový příkazový systém umožňoval MGS odesílat příkazy až do IU.

Měření a telemetrie

Přibližně 200 parametrů bylo změřeno na IU a přeneseno na zem, aby

  • Pomozte u pokladny nosné rakety před startem,
  • Zjistěte stav vozidla a ověřte přijaté příkazy během letu a
  • Usnadněte analýzu letu po letu.

Mezi měřené parametry patří zrychlení , úhlová rychlost , průtok , poloha , tlak , teplota , napětí , proud , frekvence a další. Signály ze senzorů byly podmíněny zesilovači nebo převaděči umístěnými v měřicích stojanech. V IU jsou čtyři měřicí stojany na místech 1, 9 a 15 a v každém dvacet modulů pro úpravu signálu. Upravené signály byly směrovány do jejich přiřazeného telemetrického kanálu měřicím distributorem v místě 10. Byly tam dvě telemetrická spojení. Aby tyto dva IU telemetrické odkazy zvládly přibližně 200 samostatných měření, musí být tyto odkazy sdíleny. K dosažení tohoto cíle bylo použito technik multiplexování sdílení frekvence i sdílení času . Dvě použité modulační techniky byly pulzní kódová modulace/frekvenční modulace (PCM/FM) a frekvenční modulace/frekvenční modulace (FM/FM).

V telemetrickém systému IU byly použity dva multiplexery s časovým sdílením Model 270 (MUX-270), umístěné na místech 9 a 10. Každý funguje jako multiplexor 30 × 120 (30 primárních kanálů, každý vzorkovaný 120krát za sekundu) s rezervami pro submultiplexování jednotlivých primárních kanálů za vzniku 10 subkanálů, z nichž každý je vzorkován 12krát za sekundu. Výstupy z MUX-270 jdou do sestavy PCM/DDAS model 301 v místě 12, která zase pohání 245,3 MHz PCM VHF vysílač.

Signály FM/FM byly přenášeny ve 28 subnosných kanálech a přenášeny 250,7 MHz FM vysílačem.

Kanály FM/FM i PCM/FM byly spojeny se dvěma telemetrickými anténami na opačných stranách IU mimo umístění 10 a 22.

Sledování

Radarové transpondéry v pásmu C nesené IU poskytly sledovací data k zemi, která byla použita k určení trajektorie vozidla . Transpondér přijímal kódovaný nebo jednopulzový dotaz z pozemních stanic a vysílal jednopulzní odpověď ve stejném frekvenčním pásmu (5,4 až 5,9 GHz ). Pro příjem a vysílání byla použita společná anténa . Antény transpondéru v pásmu C jsou mimo umístění 11 a 23, bezprostředně pod přijímacími anténami CCS PCM omni.

Rádiový příkaz

Komunikační systém příkazů (CCS) zajišťoval digitální přenos dat z pozemních stanic do LVDC. Toto komunikační spojení bylo použito k aktualizaci naváděcích informací nebo ovládání určitých dalších funkcí prostřednictvím LVDC. Data velení pocházela z Mission Control Center v Houstonu a byla odeslána do vzdálených stanic k přenosu do nosné rakety. Příkazové zprávy byly vysílány ze země na 2101,8 MHz. Přijatá zpráva byla předána dekodéru příkazů (umístění 18), kde byla před odesláním do LVDC zkontrolována pravost. Ověření přijetí zprávy bylo provedeno prostřednictvím telemetrického systému IU PCM. Systém CCS používal pět antén:

  • Jednosměrná anténa mimo umístění 3-4,
  • Dvě všesměrové vysílací antény mimo umístění 11 a 23 a
  • Dvě všesměrové přijímací antény mimo umístění 12 a 24.

Napájení

Napájení za letu pochází ze čtyř stříbrno-zinkových baterií o jmenovitém napětí 28 ± 2 vdc. Baterie D10 byla umístěna na polici v místě 5, baterie D30 a D40 byly na policích v místě 4 a baterie D20 byla v místě 24. Dva napájecí zdroje převedly neregulovanou energii baterie na regulovaných 56 V a 5 V DC. Napájecí zdroj 56 V byl v místě 1 a zajišťoval napájení elektronické sestavy platformy ST-124-M3 a kondicionéru signálu akcelerometru. Napájení 5 V DC v místě 12 poskytovalo 5 ± 0,005 V DC měřicímu systému IU.

Galerie

Tyto obrázky ukazují vývoj IU. První čtyři starty Saturnu neměly IU, ale používaly navádění, telemetrii a další vybavení instalované v první fázi.

První IU letěl na pátém startu Saturnu, SA-5, a měl průměr 12 stop 10 palců (3,91 m) a 4 stopy 10 palců (1,47 m) vysoký. Součásti, které nesl, byly v tlakových nádobách. Tato verze létala na SA-5, SA-6 a SA-7. IU nesený misemi SA -8, -9 a -10 byl vysoký pouze 2 stopy 10 palců (0,86 m) a nebyl pod tlakem.

Se starty Saturn IB a Saturn V byla použita třetí verze, průměr 21,6 stop (6,6 m) a výška 3 stopy (0,91 m). Porovnání těchto fotografií přístrojové jednotky ukazuje, že konfigurace součástí nesených touto verzí se měnila v závislosti na misi. Některá zařízení byla odstraněna (např. Systém sledování Azusa byl odstraněn z pozdějších IU), některé vybavení bylo přidáno (např. Čtvrtá baterie pro delší mise) a další součásti byly přesunuty.

Tyto obrázky také ukazují, že některé součásti (např. Baterie, inerciální platforma ST-124) byly do IU nainstalovány poté, co byly naskládány do VAB na vrchol třetího stupně S-IVB.

Reference

Saturn

  • Bilstein, Roger E. (1980). Stages to Saturn: Technologická historie odpalovacích vozidel Apollo/Saturn. NASA SP-4206. ISBN  0-16-048909-1 . Dostupné online: HTML nebo PDF
  • David S.Akens. '' Saturn Illustrated Chronology. Saturnových prvních jedenáct let: duben 1957 až duben 1968 ''. NASA - Marshall Space Flight Center, MHR -5, 20. ledna 1971. Dostupné online: HTML
  • „Saturn I Shrnutí.“ 43stránkový populární účet programu Saturn I ze dne 15. února 1966, pokrývající mise SA-1 až SA-10. Dostupné online z NTRS: PDF
  • "Saturn V Press Kit." Obsahuje dokumenty o Saturnu V, první stupeň, motor F-1, druhý stupeň, motor J-2, přístrojová jednotka, zařízení, testování, montáž a spuštění vozidla, programový manažer, historie letů, STS-1, dodavatelé, glosář a rejstřík . Dostupné online: HTML
  • "Systém odpalovacího systému Apollo" A "/Saturn C-1". Kancelář NASA MSFC Saturn Systems, 17. července 1961. 410 stran. NASA TM X-69174. MOR-MSAT- 61-5. Dostupné online: PDF informace a výkresy o verzi 1 IU.
  • Duran, BE "Saturn I/IB Launch Vehicle Operational Status and Experience". Příspěvek přednesený na zasedání Aeronautic and Space Engineering and Manufacturing Meeting of the Society of Automotive Engineers, Los Angeles, CA, 7. října-11. října 1968. 30 stran. Duran pracoval pro Chrysler, výrobce posilovače S-1.
  • „Kroky k Saturnu“. NASA MSFC, 106 stran. Dostupné online: PDF Popisuje výrobu posilovače společností MSFC a použití kanystrů obsahujících naváděcí zařízení před IU.

Apollo

  • Charles D. Benson a William Barnaby Faherty. Moonport: Historie zařízení a operací odpalovacího zařízení Apollo. NASA SP-4204, 1978. Dostupné online: HTML
  • „Souhrnná zpráva programu Apollo.“ NASA Lyndon B. Johnson Space Center, Houston, Texas, duben 1975. JSC-09423. Dostupné online: PDF
  • Ivan D. Ertel, Mary Louise Mors, Jean Kernahan Bays, Courtney G. Brooks a Roland W. Newkirk. Kosmická loď Apollo: Chronologie. NASA SP-4009. Dostupné online: HTML
  • Orloff, Richard W. „Apollo podle čísel“. NASA History Division, Washington, DC, 2000. NASA SP-2000-4029. 345 stran. Dostupné online: HTML Dodatky užitečné.
  • „Souhrnná zpráva o letu programu Apollo Apollo mise AS-201 až Apollo 16“. NASA Office of Manned Space Flight, Une 1972. 125 stran. Dostupné online: PDF

Konkrétní mise

  • „Vyhodnocení letu Saturn SA-1“. NASA MSFC, 14. prosince 1961. MPRSAT- WF-61-8. Dostupné online: PDF Popisuje naváděcí systém Saturn před IU.
  • Brandner, FW „Shrnutí technických informací o vozidle Saturn SA-2“. NASA MSFC Memo ze dne 5. dubna 1962. TMX 51831. 16 stran. Dostupné online: PDF Popisuje naváděcí systém Saturn před IU.
  • „Výsledky čtvrtého testu startu vozidla AS-204 na Saturn IB“. NASA MSFC, 5. dubna 1968. 365 stran. MPR-SAT-FE-68-2. NASA TM X-61111. Dostupné online: PDF Popisuje změny IU provedené na základě údajů z mise SA-204.
  • Chrysler Corporation, divize Huntsville. „Saturnové anténní systémy, SA-5“. NASA MSFC Astrionics Division Instrumentation Branch, 18. června 1963. 439 stran. Dostupné online: PDF Popisuje některé aspekty verze 1 IU.
  • Weichel, HJ „Zpráva o datech letových testů SA-8“. Technické memorandum NASA TM X-53308. 2. srpna 1965. Dostupné online: PDF Podle toho byly ASC-15 a ST-90 použity v aktivním naváděcím systému, zatímco ST-124 byl součástí systému pro cestující.
  • "Letový manuál Saturn V SA-507." 244stránkový popis Saturnu-Apolla 507 ze dne 5. října 1969. Obsahuje kapitolu o přístrojové jednotce (část VII, PDF strana 149). Dostupné online: PDF

Přístrojová jednotka

  • IBM. "Popis systému přístrojové jednotky a data komponent." V tabulce 1 jsou uvedeny všechny komponenty podle názvu, čísla dílu, referenčního označení a umístění pro IU -201 až -212 a IU -501 až -515. Obsahuje také fotografie mnoha komponent. Stránka historie změn uvádí šest změn, naposledy v lednu 1970, tedy v roce, kdy byl uveden na trh IU-508.
  • „Informační list přístrojové jednotky.“ 8stránková referenční zpráva o Saturnu V, datovaná v prosinci 1968, v době, kdy byl IU-505 dodán na mys Canaveral. Dostupné online: PDF
  • "Nástrojová jednotka Saturn." 102stránkový popis IU z dubna 1968, připravený společností Boeing.
  • „Příručka systému Astrionics pro nosná raketa Saturn.“ 417stránkový popis většiny funkcí a subsystémů přístrojové jednotky z 1. listopadu 1968. Dostupné on-line: PDF
  • Lowery, HR „Velitelský systém přístrojové jednotky Saturn“. NASA MSFC Huntsville, Alabama, 22. října 1965. 45 stran. Technické memorandum X- 53350. Dostupné online: PDF
  • „Popis systému přístrojové jednotky Saturn IB/V přístrojové jednotky“. International Business Machines, Federal Systems Division, Huntsville, Alabama, 1. června 1966. 119 stran. IBM č. 65-966-0021, MSFC č. III-5-509-1. Dostupné online: PDF Popisuje snímače, měřicí systém a telemetrickou funkci IU.

Vedení přístrojové jednotky

  • Herman E. Thomason. "Obecný popis systému inerciální platformy ST-124M." NASA TN D-2983, ze září 1965. 93 stran. To má jasnější údaje než většina dokumentů PDF o IU, což poskytuje nejlepší pohled na vnitřky gyroskopů a plynových ložisek. Dostupné online: PDF
  • Walter Haeussermann . "Popis a výkon navigačního, naváděcího a řídicího systému startovacího vozidla Saturn." NASA TN D-5869, z července 1970. 52 stran. Dostupné online: PDF
  • Richard L. Moore a Herman E. Thomason. „Gimbal Geometry and Attitude Sensing of the ST-124 Stabalized Platform.“ NASA TN D-1118, z května 1962. Časný a matematický, nikoli popisný popis ST-124. K tomuto datu byl ST-124 koncepcí 4 kardanů, zatímco verze, která létala, měla pouze 3 kardany. Dostupné online: PDF
  • "Saturn V Launch Vehicle Digital Computer. Volume 1: General Description and Theory." IBM, 30. listopadu 1964. Změněno 4. ledna 1965. 256 stran. Dostupné online: PDF
  • "Pokyny k údržbě laboratoře pro digitální počítač vozidla se startem Saturn V." Svazek 1 ze 2, ze dne 4. ledna 1965. 256 stran.
  • Decher, Rudolf. „Astrionický systém nosných raket Saturn“. NASA MSFC Huntsville, Alabama, 1. února 1966. 180 stran. NASA TM X- 53384. Dostupné online: PDF
  • Lyons, RE a Vanderkulk, W. „Použití trojnásobné modulární redundance ke zlepšení spolehlivosti počítače“. IBM Journal, duben 1962, s. 200–209. Dostupné online: Teorie PDF za LVDC.
  • Stumpf, David K. „Titan II. Historie raketového programu studené války.“. University of Arkansas Press, Fayetteville, Arkansas, 2000. ISBN  1-55728-601-9 . Obrázek počítače ASC-15 použitého na Titanu II a na prvních letech Saturnu. ASC-15 byl předchůdcem LVDC a byl naváděcím počítačem alespoň před IU a na verzi IU 1.

Počítače NASA

  • Tomayko, James E. „Počítače ve vesmírných letech: Zkušenosti NASA“. Zpráva dodavatele NASA 182505, březen 1988. Dostupné online: HTML
  • „Spaceborne Digital Computer Systems“. NASA, SP-8070, březen 1971. Dostupné online: PDF

Poznámky

externí odkazy