Saturn V jednostka instrumentalna - Saturn V instrument unit

Schemat jednostki instrumentu Saturn V

Zespół przyrządów Saturn V to konstrukcja w kształcie pierścienia zamontowana na szczycie trzeciego stopnia rakiety Saturn V ( S-IVB ) i drugiego stopnia rakiety Saturn IB (również S-IVB). Znajdował się bezpośrednio pod panelami SLA (Spacecraft/Lunar Module Adapter) , które zawierały moduł księżycowy Apollo . Zespół przyrządów zawiera system naprowadzania dla rakiety Saturn V. Niektóre elementy elektroniczne zawarte w zespole przyrządów to komputer cyfrowy , analogowy komputer sterujący lotem, system wykrywania sytuacji awaryjnych, inercyjna platforma naprowadzania, akcelerometry kontrolne i żyroskopy kontrolne. Zespół przyrządów (IU) dla Saturn V został zaprojektowany przez NASA w Marshall Space Flight Center (MSFC) i został opracowany na podstawie IU Saturn I. Wykonawcą NASA do produkcji Saturn V Instrument Unit był International Business Machines ( IBM ).

Jeden z nieużywanych instrumentów znajduje się obecnie na wystawie w Centrum Stevena F. Udvara-Hazy'ego w Chantilly w stanie Wirginia . Na tabliczce dla jednostki widnieje napis:

Rakieta Saturn V, która wysłała astronautów na Księżyc, wykorzystywała naprowadzanie inercyjne, samodzielny system, który kierował trajektorią rakiety. Wzmacniacz rakietowy miał system naprowadzania oddzielony od systemów dowodzenia i modułów księżycowych. Znajdował się w jednostce przyrządów, takiej jak ta, pierścieniu umieszczonym między trzecim stopniem rakiety a modułami dowodzenia i księżycowym. Pierścień zawierał podstawowe elementy systemu naprowadzania — stabilną platformę, akcelerometry, komputer cyfrowy i elektronikę sterującą — a także radar, telemetrię i inne urządzenia.

Stabilna platforma zespołu instrumentalnego została oparta na jednostce eksperymentalnej dla niemieckiej rakiety V-2 z okresu II wojny światowej. Platformę wyprodukowała firma Bendix Corporation , podczas gdy IBM zaprojektował i zbudował komputer cyfrowy jednostki.

Widok IU-514 z podłogi UHC
Nr jednostki przyrządu 514 w National Air & Space Museum, Udvar-Hazy Center, Dulles, Virginia; nos Space Shuttle Enterprise jest widoczny po lewej stronie.

Specyfikacje

  • Średnica: 260 cali (6,6 m)
  • Wysokość: 36 cali (914 mm)
  • Waga przy uruchomieniu: ~ 4400 funtów (1996 kg)

Historia misji

Nie było zespołu przyrządów do dopalaczy Saturn I Block I (SA-1 do SA-4). Sprzęt naprowadzania i kontroli był przewożony w kanistrach na szczycie pierwszego stopnia SI i obejmował stabilną platformę ST-90, wyprodukowaną przez Ford Instrument Company i używaną w pocisku Jupiter .

IU zadebiutował wraz z SA-5, pierwszą premierą Saturn I Block II. Pierwsza wersja IU miała 154 cale (3900 mm) średnicy i 58 cali (1500 mm) wysokości i została zaprojektowana i zbudowana przez MSFC. Elementy naprowadzania, telemetrii, śledzenia i zasilania znajdowały się w czterech ciśnieniowych, cylindrycznych pojemnikach przymocowanych jak szprychy do centralnej piasty.

MSFC latał wersją 2 IU na SA-8, 9 i 10. Wersja 2 miała taką samą średnicę jak wersja 1, ale tylko 34 cale (860 mm) wysokości. Zamiast pojemników ciśnieniowych elementy zawieszono po wewnętrznej stronie cylindrycznej ściany, co pozwoliło na zmniejszenie masy.

Ostatnia wersja, numer 3, miała 260 cali (6600 mm) średnicy i 36 cali (910 mm) wysokości. Został zaprojektowany przez MSFC, ale wyprodukowany przez IBM w ich fabryce w Huntsville i latał na wszystkich startach Saturn IB i Saturn V. Jest to wersja prezentowana w Waszyngtonie, Huntsville, Houston i Apollo/Saturn V Center .

Historia startu Saturna
Program Pojazd Misja Data uruchomienia Podkładka Wersja IU
Saturn I SA-1 SA-1 27 paź 1961 34 -
Saturn I SA-2 SA-2 25 kwietnia 1962 34 -
Saturn I SA-3 SA-3 16 listopada 1962 34 -
Saturn I SA-4 SA-4 28 marca 1963 34 -
Saturn I SA-5 SA-5 29 stycznia 1964 37B 1
Saturn I SA-6 AS-101 28 maja 1964 r 37B 1
Saturn I SA-7 AS-102 18 września 1964 r 37B 1
Saturn I SA-9 AS-103 16 lutego 1965 r 37B 2
Saturn I SA-8 AS-104 25 maja 1965 37B 2
Saturn I SA-10 AS-105 30 lipca 1965 r 37B 2
Saturn IB SA-201 AS-201 26 lutego 1966 r 34 3
Saturn IB SA-203 AS-203 5 lipca 1966 r 37B 3
Saturn IB SA-202 AS-202 25 sierpnia 1966 34 3
Saturn V SA-501 Apollo 4 9 listopada 1967 39A 3
Saturn IB SA-204 Apollo 5 22 stycznia 1968 37B 3
Saturn V SA-502 Apollo 6 4 kwietnia 1968 39A 3
Saturn IB SA-205 Apollo 7 11 paź 1968 34 3
Saturn V SA-503 Apollo 8 21 grudnia 1968 39A 3
Saturn V SA-504 Apollo 9 3 marca 1969 39A 3
Saturn V SA-505 Apollo 10 18 maja 1969 39B 3
Saturn V SA-506 Apollo 11 16 lipca 1969 39A 3
Saturn V SA-507 Apollo 12 14 listopada 1969 39A 3
Saturn V SA-508 Apollo 13 11 kwietnia 1970 39A 3
Saturn V SA-509 Apollo 14 31 stycznia 1971 39A 3
Saturn V SA-510 Apollo 15 26 lipca 1971 r 39A 3
Saturn V SA-511 Apollo 16 16 kwietnia 1972 r 39A 3
Saturn V SA-512 Apollo 17 7 grudnia 1972 39A 3
Saturn V SA-513 Skylab 1 14 maja 1973 39A 3
Saturn IB SA-206 Skylab 2 25 maja 1973 39B 3
Saturn IB SA-207 Skylab 3 28 lipca 1973 r 39B 3
Saturn IB SA-208 Skylab 4 16 listopada 1973 39B 3
Saturn IB SA-210 ASTP 15 lipca 1975 r 39B 3

Profil misji

Profile lotu Saturn Apollo różniły się znacznie w zależności od misji. Wszystkie misje rozpoczęły się jednak od startu pod mocą pierwszego etapu. Aby bardziej płynnie kontrolować zapłon silnika, narastanie ciągu i podnoszenie pojazdu, ramiona ograniczające zapewniały wsparcie i przytrzymywanie w czterech punktach wokół podstawy stolika S-IC. Stopniowe, kontrolowane uwalnianie zostało osiągnięte podczas pierwszych sześciu cali pionowego ruchu.

Po oczyszczeniu wieży startowej, program lotu przechowywany w cyfrowym komputerze rakiety startowej (LVDC) nakazał przechylenie pojazdu w celu zorientowania go w taki sposób, aby kolejny manewr pochylenia skierował pojazd w żądany azymut. Polecenia przechyłu i pochylenia były kontrolowane przez zapisany program i nie miały na nie wpływu pomiary nawigacyjne. Do końca spalania S-IC polecenia naprowadzania były tylko funkcjami czasu.

Odcięcie pierwszego stopnia i oddzielenie stopni zostały wydane, gdy IU otrzymał sygnał, że poziom paliwa w zbiorniku osiągnął z góry określony punkt. Naprowadzanie podczas wypalania drugiego i trzeciego etapu zależało zarówno od czasu, jak i pomiarów nawigacyjnych, aby osiągnąć docelową orbitę przy minimalnym zużyciu paliwa.

IU nakazał wyłączenie silnika drugiego stopnia przy ustalonym poziomie paliwa, a stopień został oddzielony. W tym czasie pojazd osiągnął przybliżoną wysokość orbitalną, a spalanie trzeciego stopnia trwało akurat na tyle, by osiągnąć okrągłą orbitę parkingową .

Podczas misji Apollo z załogą pojazd krążył po orbicie okołoziemskiej przez 2-4 przeloty, podczas gdy załoga sprawdzała stan systemów i inne zadania, a stacje naziemne śledziły pojazd. W ciągu półtorej godziny po starcie stacje śledzące na całym świecie dopracowały oszacowania pozycji i prędkości pojazdu, określane zbiorczo jako wektor stanu. Najnowsze szacunki zostały przekazane do systemów naprowadzania w IU oraz do komputera modułu dowodzenia na statku kosmicznym. Kiedy Księżyc, Ziemia i pojazd znajdowały się w optymalnej konfiguracji geometrycznej, ponownie uruchomiono trzeci etap, aby wprowadzić pojazd na orbitę transksiężycową. Na przykład w przypadku Apollo 15 to wypalanie trwało 5 minut 55 sekund.

Po wstrzyknięciu przez Księżyc nadszedł manewr zwany transpozycją, dokowaniem i ekstrakcją. Było to pod kontrolą załogi, ale IU utrzymywał pojazd S-IVB/IU nieruchomo, podczas gdy moduł dowodzenia/serwisu (CSM) najpierw oddzielił się od pojazdu, obrócił się o 180 stopni i wrócił do dokowania z modułem księżycowym (LM). Kiedy CSM i LM miały „twarde zadokowanie” (połączone tuzinem zatrzasków), zmieniony statek kosmiczny oddzielił się od S-IVB/IU.

Ostatnią funkcją IU było dowodzenie bardzo małym manewrem niezbędnym do utrzymania S-IVB/IU z dala od statku kosmicznego. W niektórych misjach S-IVB/IU wszedł na wysoką orbitę okołoziemską lub słoneczną, podczas gdy w innych rozbił się o Księżyc; sejsmometry pozostawiono na Księżycu podczas misji Apollo 11, 12, 14, 15 i 16, a S-IVB/IU Apollo 13, 14, 15, 16 i 17 zostały skierowane do katastrofy. Uderzenia te dostarczyły impulsów, które zostały zarejestrowane przez sieć sejsmometrów w celu uzyskania informacji o budowie geologicznej Księżyca.

Podsystemy

Wnętrze IU-514, z elementami oznaczonymi
Schemat wyglądu zewnętrznego IU-514

IU składa się z sześciu podsystemów: struktury, kierowania i kontroli, kontroli środowiska, wykrywania sytuacji awaryjnych, łączności radiowej (dla telemetrii, śledzenia i dowodzenia) oraz zasilania.

Struktura

Podstawową konstrukcją IU jest krótki cylinder o wysokości 36 cali i średnicy 260 cali (6600 mm), wykonany z materiału warstwowego o strukturze plastra miodu ze stopu aluminium o grubości 0,95 cala (24 mm). Cylinder jest produkowany w trzech 120-stopniowych segmentach, które są połączone płytami łączącymi w integralną strukturę. Górne i dolne krawędzie są wykonane z wytłaczanych aluminiowych kanałów połączonych z warstwami o strukturze plastra miodu. Ten typ konstrukcji został wybrany ze względu na wysoki stosunek wytrzymałości do masy, izolacyjność akustyczną i właściwości przewodnictwa cieplnego. IU podtrzymywał komponenty zamontowane na wewnętrznej ścianie i ciężar statku kosmicznego Apollo powyżej (moduł księżycowy, moduł dowodzenia, moduł serwisowy i wieżę ewakuacyjną startową). Aby ułatwić obsługę IU przed zamontowaniem go w Saturnie, do górnych i dolnych kanałów przykręcono przednie i tylne pierścienie ochronne o wysokości 6 cali i pomalowane na niebiesko. Zostały one usunięte podczas układania IU w pojeździe Saturn. Konstrukcja została wyprodukowana przez North American Rockwell w Tulsa w stanie Oklahoma. Edward A. Beasley był kierownikiem programu IU.

IU jest podzielony na 24 lokalizacje, które są oznaczone we wnętrzu numerami 1-24 na aluminiowej powierzchni tuż nad niebieskim kołnierzem.

Prowadzenie i kontrola

Rysunek na platformie inercyjnej ST-124-M3

Pojazd nośny Saturn V był kierowany przez urządzenia nawigacyjne, naprowadzające i kontrolne znajdujące się w IU. Platforma stabilizowana w przestrzeni kosmicznej (platforma inercyjna ST-124-M3 w lokalizacji 21) mierzyła przyspieszenie i położenie. Rakiety komputer cyfrowy (LVDC na miejscu 19) rozwiązuje równania naprowadzania i analogowy komputer sterowania lotem (miejsce 16), wydane polecenia do kierowania pojazdem.

Postawa pojazdu została zdefiniowana w trzech osiach:

  • Oś przechyłu (X) biegnie od ogona do dzioba i była pionowa w momencie startu.
  • Oś pochylenia (Y) jest prostopadła do osi przechyłu i jest oznaczona na zewnątrz jednostki wewnętrznej przez +Y nad wziernikiem, poza lokalizacją 21.
  • Oś odchylenia (Z) jest ustawiona pod kątem prostym zarówno do osi pochylenia, jak i przechyłu i jest oznaczona +Z poza położeniem 3.

ST-124-M3 bezwładnościowy platforma zawiera trzy kardanowym : zewnętrzną przegubowy (które może obracać się o 360 ° wokół rolki lub osi X pojazdu), przy czym środkowy przegubowy (która może obracać się o ± 45 ° wokół kierunku lub osi Z pojazdu) oraz wewnętrzny lub bezwładnościowy gimbal (który może obracać się o 360° wokół pochylenia lub osi Y pojazdu). Wewnętrzny gimbal to platforma, do której przymocowanych jest kilka elementów:

  • Dwa wahadła do pionowego wyrównania wysyłały sygnały przed startem do sprzętu wsparcia naziemnego, który generował sygnały do ​​generatorów momentu obrotowego żyroskopów platformy w celu wypoziomowania wewnętrznego gimbala. System pionowego wyrównania wypoziomował platformę z dokładnością do ±2,5 sekundy kątowej .
  • Dwa pryzmaty , jeden stały i jeden napędzany serwomechanizmem , zostały użyte z zewnętrznym teodolitem, który patrzył przez wizjer na zewnątrz lokalizacji 21, aby ustawić azymut wewnętrznego gimbala przed wystrzeleniem. Azymut można było ustawić z dokładnością do ±5 sekund kątowych.
  • Trzy żyroskopy o pojedynczym stopniu swobody mają osie wejściowe ustawione wzdłuż ortogonalnego bezwładnościowego układu współrzędnych . Trzy generatory sygnałów, przymocowane do osi wyjściowej każdego żyroskopu, generowały sygnały elektryczne proporcjonalne do zakłóceń momentu obrotowego . Sygnały były przesyłane przez serwoelektronikę, która kończyła się w serwonapędach przegubów przegubowych. Serwopętle utrzymywały wewnętrzny gimbal zamocowany obrotowo w przestrzeni bezwładnościowej. Oznacza to, że podczas gdy pojazd toczył się, przechylał i zbaczał, wewnętrzny gimbal pozostawał w tym samym położeniu, w jakim został ustawiony tuż przed startem. Chociaż był przenoszony podczas procesu startu i orbity, został naprawiony rotacyjnie.
  • Trzy akcelerometry całkujące mierzyły trzy składowe prędkości wynikające z napędu pojazdu. Pomiary akcelerometru przesyłano przez adapter danych pojazdu startowego (LDVA w lokalizacji 19) do LVDC. W LVDC pomiary akcelerometrem połączono z obliczonym przyspieszeniem grawitacyjnym w celu uzyskania prędkości i położenia pojazdu.

Pozycje kątowe gimbali na ich osiach mierzono za pomocą resolwerów, które wysyłały swoje sygnały do adaptera danych startowych pojazdu (LVDA). LVDA był urządzeniem wejścia/wyjścia dla LVDC. Przeprowadził niezbędne przetwarzanie sygnałów, aby te sygnały były akceptowane przez LVDC.

Chwilowe położenie pojazdu porównano z pożądanym położeniem pojazdu w LVDC. Sygnały korekcji postawy z LVDC zostały przekształcone przez komputer kontroli lotu na polecenia sterujące. Wymagany kierunek ciągu uzyskano poprzez zawieszenie silników w fazie napędzania w celu zmiany kierunku ciągu pojazdu. Gimbaling tych silników był realizowany za pomocą siłowników hydraulicznych . W pierwszym i drugim etapie (S-IC i S-II) cztery silniki zaburtowe zostały wyposażone w przeguby, aby kontrolować przechylenie, pochylenie i odchylenie. Ponieważ trzeci stopień (S-IVB) ma tylko jeden silnik, do kontroli przechyłów podczas lotu z napędem zastosowano układ napędu pomocniczego. System napędu pomocniczego zapewnia pełną kontrolę położenia podczas lotu przybrzeżnego na etapie S-IVB/IU.

Kontrola środowiska

System kontroli środowiska (ECS) utrzymuje akceptowalne środowisko operacyjne dla wyposażenia IU podczas operacji przed lotem i w locie. ECS składa się z następujących elementów:

  • System kondycjonowania termicznego (TCS), który utrzymuje temperaturę krążącego płynu chłodzącego w urządzeniach elektronicznych na poziomie 15 ± 5/9 °C 59° ± 1°F.
  • System oczyszczania przed lotem, który utrzymuje dopływ mieszanki powietrza i azotu gazowego (powietrze/GN2) o regulowanej temperaturze i ciśnieniu w obszarze wyposażenia IU/S-IVB.
  • System zasilania łożysk gazowych, który dostarcza GN2 do łożysk gazowych platformy inercyjnej ST-124-M3.
  • Sprzęt do pobierania próbek do wykrywania niebezpiecznych gazów, który monitoruje przednią strefę międzystopniową IU/S-IVB pod kątem obecności niebezpiecznych oparów

Klimatyzacja termiczna

Panele do kondycjonowania termicznego, zwane również zimnymi płytami, znajdowały się zarówno na etapie IU, jak i S-IVB (do szesnastu na każdym etapie). Każda płyta zimna zawiera gwintowane otwory na śruby w układzie siatki, co zapewnia elastyczność montażu komponentów.

Płyn chłodzący krążący przez TCS był mieszaniną 60% wagowo metanolu i 40% wody demineralizowanej . Każda płyta zimna była w stanie rozproszyć co najmniej 420 watów.

Podczas lotu ciepło generowane przez sprzęt zamontowany na zimnych płytach było odprowadzane w przestrzeń przez sublimacyjny wymiennik ciepła . Woda ze zbiornika (akumulatora wody) została wystawiona na działanie środowiska kosmicznego o niskiej temperaturze i ciśnieniu, gdzie najpierw zamarza, a następnie sublimuje, pobierając ciepło z wymiennika ciepła i przekazując je cząsteczkom wody, które w stanie gazowym ulatniają się do kosmosu. Woda/metanol chłodzono przez cyrkulację przez wymiennik ciepła.

System oczyszczania powietrza przed lotem/GN2

Przed lotem sprzęt wsparcia naziemnego (GSE) dostarcza schłodzone, przefiltrowane powietrze wentylacyjne do j.m., wchodzące przez duży kanał pośrodku panelu pępowinowego (lokalizacja 7) i rozgałęziające się na dwa kanały u góry, które są prowadzone wokół j.m. w stojaku kablowym. Otwory wentylacyjne skierowane w dół z tych przewodów uwalniają powietrze do wnętrza jednostki wewnętrznej. Podczas tankowania zamiast powietrza dostarczano gazowy azot w celu usunięcia wszelkich gazów pędnych, które w innym przypadku mogłyby gromadzić się w IU.

Zasilanie łożyska gazowego

Aby zredukować błędy w wykrywaniu położenia i prędkości, projektanci ograniczyli tarcie do minimum w żyroskopach i przyspieszeniomierzach platformy, umieszczając łożyska na cienkiej warstwie suchego azotu. Azot dostarczano z kuli zawierającej 2 stopy sześcienne (56,6 l) gazu pod ciśnieniem 3000 psig (funtów na cal kwadratowy, tj. psi powyżej jednej atmosfery) (20,7 MPa ). Kula ta ma średnicę 21 cali (0,53 m) i jest zamontowana w miejscu 22, na lewo od ST-124-M3. Gaz ze sfery zasilającej przechodzi przez filtr, regulator ciśnienia i wymiennik ciepła, zanim przepłynie przez łożyska w stabilnej platformie.

Wykrywanie niebezpiecznego gazu

System wykrywania niebezpiecznych gazów monitoruje obecność niebezpiecznych gazów w przednich przedziałach IU i S-IVB podczas tankowania pojazdu. Pobieranie próbek gazu odbywało się w czterech miejscach: między panelami 1 i 2, 7 i 8, 13 i 14 oraz 19 i 20. Rury prowadzą z tych lokalizacji do lokalizacji 7, gdzie są połączone z naziemnym sprzętem pomocniczym (zewnętrznym względem IU), który wykrywa niebezpieczne gazy.

Wykrywanie awaryjne

System wykrywania sytuacji awaryjnych (EDS) wykrył początkowy rozwój warunków w pojeździe lotniczym podczas faz doładowania, które mogły spowodować awarię pojazdu. EDS zareagowała na te sytuacje awaryjne na jeden z dwóch sposobów. Gdyby awaria pojazdu była nieuchronna, zainicjowana zostałaby automatyczna sekwencja przerwania. Jeżeli jednak stan awaryjny rozwijał się na tyle wolno lub miał taki charakter, że załoga lotnicza może go ocenić i podjąć działania, załodze lotniczej zapewniano jedynie wskazania wizualne. Po zainicjowaniu sekwencji przerwania, automatycznie lub ręcznie, była ona nieodwołalna i trwała do końca.

EDS był rozprowadzany w całym pojeździe i zawiera niektóre elementy w IU. W lokalizacji 15 w IU zainstalowano dziewięć żyroskopów EDS. Trzy żyroskopy monitorowały każdą z trzech osi (nachylenie, przechylenie i odchylenie), zapewniając potrójną nadmiarowość. Procesor sygnału sterującego (lokalizacja 15) dostarczał zasilanie i odbierał sygnały wejściowe z dziewięciu żyroskopów EDS. Dane wejściowe zostały przetworzone i wysłane do dystrybutora EDS (lokalizacja 14) oraz do komputera kontroli lotu (lokalizacja 16). Dystrybutor EDS służył jako skrzynka przyłączeniowa i urządzenie przełączające, aby wyposażyć panele wyświetlacza statku kosmicznego w sygnały awaryjne, jeśli zaistnieją warunki awaryjne. Zawierał również logikę przekaźnika i diody do automatycznej sekwencji przerwania. Elektroniczny zegar (lokalizacja 17) został aktywowany podczas startu, a 30 sekund później zasilił przekaźniki w dystrybutorze EDS, co umożliwiło wielokrotne wyłączenie silnika. Ta funkcja była zablokowana podczas pierwszych 30 sekund startu, aby uniemożliwić powrót pojazdu do obszaru startu. Podczas gdy automatyczne przerwanie zostało wstrzymane, załoga lotnicza może zainicjować ręczne przerwanie, jeśli wystąpi stan przekroczenia kąta lub wyłączenia dwóch silników.

Łączność radiowa

IU stale komunikowało się drogą radiową z ziemią w kilku celach. System pomiarowo-telemetryczny przekazywał dane o wewnętrznych procesach i warunkach panujących na Saturn V. System śledzący przekazywał dane wykorzystywane przez Mission Ground Station (MGS) w celu określenia lokalizacji pojazdu. System dowodzenia radiowego umożliwiał MGS wysyłanie poleceń do IU.

Pomiary i telemetria

Około 200 parametrów zostało zmierzonych na IU i przesłanych na ziemię, w celu:

  • asystować przy kasie pojazdu startowego przed startem,
  • Określić stan pojazdu i zweryfikować otrzymane polecenia podczas lotu oraz
  • Ułatwienie analizy misji po locie.

Mierzone parametry obejmują przyspieszenie , prędkość kątową , natężenie przepływu , położenie , ciśnienie , temperaturę , napięcie , prąd , częstotliwość i inne . Sygnały czujników były kondycjonowane przez wzmacniacze lub przetworniki umieszczone w stojakach pomiarowych. W IU znajdują się cztery stojaki pomiarowe w lokalizacjach 1, 9 i 15 oraz po dwadzieścia modułów kondycjonowania sygnału w każdym. Kondycjonowane sygnały były kierowane do przypisanego im kanału telemetrii przez dystrybutora pomiarowego w lokalizacji 10. Były dwa łącza telemetryczne. Aby dwa łącza telemetryczne IU mogły obsłużyć około 200 oddzielnych pomiarów, łącza te muszą być współużytkowane. W tym celu wykorzystano zarówno techniki dzielenia częstotliwości, jak i multipleksowania z podziałem czasu . Dwie zastosowane techniki modulacji to modulacja kodu impulsowego/modulacja częstotliwości (PCM/FM) oraz modulacja częstotliwości/modulacja częstotliwości (FM/FM).

W systemie telemetrii IU zastosowano dwa multipleksery z podziałem czasu Model 270 (MUX-270), zamontowane w lokalizacjach 9 i 10. Każdy z nich działa jako multiplekser 30×120 (30 kanałów pierwotnych, każdy próbkowany 120 razy na sekundę) z możliwością submultipleksowanie indywidualnych kanałów pierwotnych w celu utworzenia 10 podkanałów, z których każdy jest próbkowany 12 razy na sekundę. Wyjścia z MUX-270 trafiają do zespołu PCM/DDAS model 301 w lokalizacji 12, który z kolei napędza nadajnik VHF 245,3 MHz PCM.

Sygnały FM/FM były przenoszone w 28 kanałach podnośnych i transmitowane przez nadajnik FM o częstotliwości 250,7 MHz.

Zarówno kanały FM/FM, jak i PCM/FM zostały połączone z dwiema antenami telemetrycznymi po przeciwnych stronach IU poza lokalizacjami 10 i 22.

Śledzenie

Pasma C radarowe transpondery przenoszone przez jm umieszczono śledzenia danych na podłożu, które stosuje się do określenia pojazdu trajektorii . Transponder odbierał zakodowane lub jednoimpulsowe zapytanie ze stacji naziemnych i nadawał jednoimpulsową odpowiedź w tym samym paśmie częstotliwości (5,4 do 5,9 GHz ). Do odbioru i nadawania użyto wspólnej anteny . Anteny transponderów pasma C znajdują się poza lokalizacjami 11 i 23, bezpośrednio pod antenami dookólnymi CCS PCM.

Polecenie radiowe

System łączności dowodzenia (CCS) zapewniał cyfrową transmisję danych ze stacji naziemnych do LVDC. To łącze komunikacyjne było wykorzystywane do aktualizacji informacji naprowadzania lub sterowania niektórymi innymi funkcjami za pośrednictwem LVDC. Dane polecenie pochodzi z Mission Control Center , Houston , i został wysłany do stacji zdalnych w celu przekazania do rakiety. Komunikaty dowodzenia były transmitowane z ziemi z częstotliwością 2101,8 MHz. Odebrana wiadomość została przekazana do dekodera poleceń (lokalizacja 18), gdzie została sprawdzona pod kątem autentyczności przed przekazaniem do LVDC. Weryfikacji odbioru wiadomości dokonano poprzez system telemetryczny IU PCM. System CCS wykorzystywał pięć anten:

  • Pojedyncza antena kierunkowa na zewnątrz lokalizacji 3-4,
  • Dwie anteny nadawcze omni na zewnątrz lokalizacji 11 i 23 oraz
  • Dwie anteny omni odbiorcze poza lokalizacjami 12 i 24.

Moc

Zasilanie podczas lotu pochodziło z czterech baterii srebrno-cynkowych o napięciu znamionowym 28±2 VDC. Bateria D10 znajdowała się na półce w lokalizacji 5, baterie D30 i D40 znajdowały się na półkach w lokalizacji 4, a bateria D20 była w lokalizacji 24. Dwa zasilacze przekształciły nieregulowaną moc baterii na regulowane 56 VDC i 5 VDC. Zasilanie 56 VDC znajdowało się w lokalizacji 1 i zasilało zespół elektroniczny platformy ST-124-M3 oraz kondycjoner sygnału akcelerometru. Zasilanie 5 VDC w lokalizacji 12 dostarczało 5 ± 0,005 VDC do systemu pomiarowego jednostki wewnętrznej.

Galeria

Te zdjęcia pokazują rozwój IU. Pierwsze cztery starty Saturna nie miały IU, ale wykorzystywały naprowadzanie, telemetrię i inny sprzęt zainstalowany na szczycie pierwszego stopnia.

Pierwszy IU poleciał podczas piątego startu Saturna, SA-5, i miał 12 stóp 10 cali (3,91 m) średnicy i 4 stopy 10 cali (1,47 m) wysokości. Elementy, które przewoził, znajdowały się w pojemnikach ciśnieniowych. Ta wersja latała na SA-5, SA-6 i SA-7. IU niesiony przez misje SA-8, -9 i -10 miał tylko 0,86 m wysokości i nie był pod ciśnieniem.

W przypadku startów Saturn IB i Saturn V zastosowano trzecią wersję o średnicy 21,6 stóp (6,6 m) i wysokości 3 stóp (0,91 m). Porównanie tych zdjęć zespołu instrumentów pokazuje, że konfiguracja podzespołów przenoszonych przez tę wersję zmieniała się w zależności od misji. Usunięto część wyposażenia (np. system śledzenia Azusa z późniejszych IU), dodano część wyposażenia (np. czwartą baterię na dłuższe misje), a inne elementy przeniesiono.

Obrazy te pokazują również, że niektóre komponenty (np. akumulatory, platforma inercyjna ST-124) zostały zainstalowane w IU po ułożeniu ich w VAB na szczycie trzeciego stopnia S-IVB.

  • Porównanie pojazdów Saturn I. Brak IU na SA-1 do -4; wersja 1 na SA-5 do -7; wersja 2 na SA-8 do -10.

  • Konfiguracja Saturna I

  • Konfiguracja Saturn IB

  • Przed jednostką instrumentalną elementy naprowadzania Saturna znajdowały się w kanistrach.

  • Montaż kanistrów na przednim końcu etapu S-1

  • Scena S-1 z kanistrami w przedniej części

  • Wymiary IU wersja 1

  • Makieta wersji 1 przyrządu

  • Widok rozstrzelony wersji 1 przyrządu

  • Wersje 1 i 2 IU

  • Wczesna jednostka instrumentalna w Marshall Space Flight Center Building 4705

  • IU w zakładzie IBM w Huntsville

  • Cztery jednostki wewnętrzne w zakładzie IBM w Huntsville

  • IU-501 poleciał na misję Apollo 4

  • IU-501 od dołu w VAB

  • IU-501 na szczycie S-IVB w stosie dla misji Apollo 4 (SA-501)

  • IU-502 nad stopniem S-IVB w VAB 14 lipca 1967 r.

  • SA-514 IU na wystawie w Apollo/Saturn V Center

Bibliografia

Saturn

  • Bilstein, Roger E. (1980). Etapy do Saturna: historia technologiczna pojazdów startowych Apollo/Saturn. NASA SP-4206. ISBN  0-16-048909-1 . Dostępne on-line: HTML lub PDF
  • David S. Akens. „Chronologia Ilustrowana Saturna. Pierwsze jedenaście lat Saturna: kwiecień 1957 do kwietnia 1968''. NASA - Marshall Space Flight Center, MHR-5, 20 stycznia 1971. Dostępne online: HTML
  • „Podsumowanie Saturna I”. 43-stronicowy popularny opis programu Saturn I, datowany 15 lutego 1966, obejmujący misje od SA-1 do SA-10. Dostępne online w NTRS: PDF
  • „Zestaw prasowy Saturn V”. Zawiera dokumenty dotyczące Saturn V, pierwszego stopnia, silnika F-1, drugiego stopnia, silnika J-2, przyrządu, obiektów, testów, montażu i uruchomienia pojazdu, menedżera programu, historii lotów, STS-1, wykonawców, glosariusza i indeksu . Dostępne online: HTML
  • „System startowy Apollo „A”/Saturn C-1”. NASA MSFC Saturn Systems Office, 17 lipca 1961. 410 stron. NASA TM X-69174. MOR-MSAT- 61-5. Dostępne online: PDF Informacje i rysunki dotyczące wersji 1 IU.
  • Duran, BE „Status i doświadczenie eksploatacyjne pojazdu startowego Saturn I/IB”. Referat wygłoszony podczas Aeronautic and Space Engineering and Manufacturing Meeting of the Society of Automotive Engineers, Los Angeles, CA, 7-11 października 1968. 30 stron. Duran pracował dla Chryslera, producenta wzmacniacza S-1.
  • „Kroki do Saturna”. NASA MSFC, 106 stron. Dostępne w Internecie: PDF Opisuje produkcję wzmacniaczy przez MSFC i stosowanie kanistrów zawierających sprzęt naprowadzający przed IU.

Apollo

  • Charles D. Benson i William Barnaby Faherty. Moonport: Historia obiektów i operacji startowych Apollo. NASA SP-4204, 1978. Dostępne online: HTML
  • „Raport podsumowujący program Apollo”. NASA Lyndon B. Johnson Space Center, Houston, Teksas, kwiecień 1975. JSC-09423. Dostępne online: PDF
  • Ivan D. Ertel, Mary Louise Mors, Jean Kernahan Bays, Courtney G. Brooks i Roland W. Newkirk. Statek kosmiczny Apollo: chronologia . NASA SP-4009. Dostępne online: HTML
  • Orloff, Richard W. „Apollo według liczb”. Wydział Historii NASA, Waszyngton, DC, 2000. NASA SP-2000-4029. 345 stron. Dostępne online: przydatne załączniki HTML .
  • „Raport podsumowujący loty programu Apollo Misje Apollo AS-201 do Apollo 16” . Biuro Załogowych Lotów Kosmicznych NASA, Une 1972. 125 stron. Dostępne online: PDF

Konkretne misje

  • „Ocena lotu Saturn SA-1”. NASA MSFC, 14 grudnia 1961. MPRSAT-WF-61-8. Dostępne online: PDF Opisuje system naprowadzania na Saturna przed IU.
  • Brandner, FW "Podsumowanie informacji technicznych dotyczących pojazdu Saturn SA-2". Notatka NASA MSFC z dnia 5 kwietnia 1962 r. TMX 51831. 16 stron. Dostępne online: PDF Opisuje system naprowadzania na Saturna przed IU.
  • „Wyniki czwartego Saturn IB Launch Vehicle Test Flight AS-204”. NASA MSFC, 5 kwietnia 1968. 365 stron. MPR-SAT-FE-68-2. NASA TM X-61111. Dostępny online: PDF Opisuje zmiany w jm dokonane na podstawie danych z misji SA-204.
  • Chrysler Corporation, Oddział Huntsville. „Systemy antenowe Saturn, SA-5”. NASA MSFC Astrionics Division Instrumentation Branch, 18 czerwca 1963. 439 stron. Dostępne online: PDF Opisuje niektóre aspekty wersji 1 IU.
  • Weichel, HJ „Raport danych z testów w locie SA-8”. Memorandum techniczne NASA TM X-53308. 2 sierpnia 1965. Dostępny online: PDF Zgodnie z tym, ASC-15 i ST-90 były używane w aktywnym systemie naprowadzania, podczas gdy ST-124 był częścią systemu pasażerskiego.
  • „Instrukcja lotu Saturn V SA-507”. 244-stronicowy opis Saturn-Apollo 507, datowany na 5 października 1969. Zawiera rozdział o przyrządzie (Sekcja VII, PDF strona 149). Dostępne on-line: PDF

Jednostka przyrządu

  • IBM. „Opis systemu jednostki przyrządu i dane składowe”. W Tabeli 1 wymieniono wszystkie komponenty według nazwy, numeru części, oznaczenia referencyjnego i lokalizacji dla IU-201 do -212 i IU-501 do -515. Zawiera również zdjęcia wielu elementów. Strona historii zmian zawiera sześć zmian, z których ostatnia to styczeń 1970, rok wprowadzenia IU-508.
  • „Arkusz informacyjny dotyczący instrumentu”. 8-stronicowy Saturn V News Reference, datowany na grudzień 1968, mniej więcej w czasie dostarczenia IU-505 na Przylądek Canaveral. Dostępne online: PDF
  • „Jednostka instrumentów Saturna”. 102-stronicowy opis IU z kwietnia 1968 r., przygotowany przez Boeinga.
  • „Podręcznik systemu Astrionics dla pojazdów startowych Saturna”. 417-stronicowy opis większości funkcji i podsystemów przyrządu z dnia 1 listopada 1968 r. Dostępny on-line: PDF
  • Lowery, HR „System dowodzenia jednostką Saturn Instrument”. NASA MSFC Huntsville, Alabama, 22 października 1965. 45 stron. Memorandum techniczne X- 53350. Dostępne online: PDF
  • „Saturn IB/V Instrument Unit Instrumentation System Opis”. International Business Machines, Federal Systems Division, Huntsville, Alabama, 1 czerwca 1966. 119 stron. IBM nr 65-966-0021, MSFC nr III-5-509-1. Dostępne online: PDF Opisuje przetworniki, system pomiarowy i funkcję telemetrii jm.

Prowadzenie przyrządu

  • Hermana E. Thomasona. „Ogólny opis systemu platformy inercyjnej ST-124M”. NASA TN D-2983, z września 1965. 93 strony. Dane są wyraźniejsze niż większość dokumentów PDF dotyczących IU, zapewniając najlepszy widok wnętrza żyroskopów i łożysk gazowych. Dostępne on-line: PDF
  • Waltera Haeussermanna . „Opis i działanie systemu nawigacji, prowadzenia i kontroli pojazdu startowego Saturn”. NASA TN D-5869, z lipca 1970. 52 strony. Dostępne online: PDF
  • Richard L. Moore i Herman E. Thomason. „Geometria gimbala i wykrywanie postawy platformy stabilizowanej ST-124”. NASA TN D-1118, z maja 1962. Wczesny i matematyczny, a nie opisowy opis ST-124. W tym momencie ST-124 był koncepcją 4-gimbala, podczas gdy wersja, która latała, miała tylko 3 gimbale. Dostępne online: PDF
  • „Saturn V Launch Digital Vehicle Computer. Tom 1: Ogólny opis i teoria”. IBM, 30 listopada 1964. Zmieniono 4 stycznia 1965. 256 stron. Dostępne online: PDF
  • „Instrukcje konserwacji laboratoryjnej dla komputera cyfrowego pojazdu startowego Saturn V”. Tom 1 z 2, z dnia 4 stycznia 1965 r. 256 stron.
  • Decher, Rudolf. „System Astrionics pojazdów startowych Saturna”. NASA MSFC Huntsville, Alabama, 1 lutego 1966. 180 stron. NASA TM X-53384. Dostępne online: PDF
  • Lyons, RE i Vanderkulk, W. „Zastosowanie potrójnej modułowej redundancji w celu poprawy niezawodności komputera”. IBM Journal, kwiecień 1962, s. 200-209. Dostępne online: PDF Teoria LVDC.
  • Stumpf, David K. „Tytan II. Historia programu rakietowego zimnej wojny”. University of Arkansas Press, Fayetteville, Arkansas, 2000. ISBN  1-55728-601-9 . Zdjęcie komputera ASC-15 używanego na Titan II i podczas wczesnych lotów na Saturnie. ASC-15 był poprzednikiem LVDC i był komputerem naprowadzania przed IU i przynajmniej w wersji IU.

Komputery NASA

  • Tomayko, James E. „Komputery w kosmosie: Doświadczenie NASA”. NASA Contractor Report 182505, marzec 1988. Dostępne online: HTML
  • „Cyfrowe systemy komputerowe w przestrzeni kosmicznej”. NASA, SP-8070, marzec 1971. Dostępne online: PDF

Uwagi

Zewnętrzne linki