Saturn V Instrument -eenheid

Diagram van Saturn V Instrument Unit

De Saturn V Instrument -eenheid is een ringvormige structuur die op de bovenkant van de Saturn v Rocket's derde fase (S-IVB) en de Saturn IB's tweede fase (ook een S-IVB). Het was direct onder de SLA (Ruimtevaartuigen/maanmodule -adapter) panelen die de Apollo Lunar -module. De instrumenteenheid bevat het begeleidingssysteem voor de Saturn V -raket. Sommige van de elektronica in de instrumenteenheid zijn een digitale computer, analoge vluchtbesturingscomputer, nooddetectiesysteem, tertial richtlijnen, controle -versnellingsmeters en gyros van de besturingssnelheid. De instrumenteenheid (IU) voor Saturn V is ontworpen door NASA bij Marshall Space Flight Center (MSFC) en werd ontwikkeld vanuit de Saturn I IU.[1] NASA's aannemer om de Saturn V -instrumenteenheid te produceren was internationale bedrijfsmachines (IBM).[2]

Een van de ongebruikte instrumenteenheden is momenteel te zien op de Steven F. Udvar-Hazy Center in Chantilly, Virginia. De plaquette voor de eenheid heeft de volgende inscriptie:[3][4]

De Saturn V-raket, die astronauten naar de maan stuurde, gebruikte inertiële begeleiding, een op zichzelf staand systeem dat het traject van de raket leidde. De raketbooster had een begeleidingssysteem gescheiden van die op het commando- en maanmodules. Het was opgenomen in een instrumenteenheid zoals deze, een ring tussen de derde fase van de raket en de commando- en maanmodules. De ring bevatte de componenten van het basisgeleidingssysteem - een stabiel platform, versnellingsmeters, een digitale computer en besturingselektronica - evenals radar, telemetrie en andere eenheden.

Het stabiele platform van de instrumenteenheid was gebaseerd op een experimentele eenheid voor de Duitse V-2-raket van de Tweede Wereldoorlog. De Bendix Corporation produceerde het platform, terwijl IBM de digitale computer van het apparaat heeft ontworpen en gebouwd.

Uitzicht op IU-514 vanaf de vloer van UHC
Instrument -eenheid nr. 514 in National Air & Space Museum, Udvar-Hazy Center, Dulles, Virginia; De neus van Space Shuttle Enterprise is links zichtbaar.

Specificaties

  • Diameter: 260 inch (6,6 m)
  • Hoogte: 36 inch (914 mm)
  • Gewicht bij lancering: ~ 4.400 lb (1996 kg)

Missiegeschiedenis

Er was geen instrumentunit voor Saturn I Block I Boosters (SA-1 naar SA-4). Richtlijnen en besturingsapparatuur werd uitgevoerd in bussen bovenop de S-I eerste fase, en omvatte het ST-90 gestabiliseerde platform, gemaakt door Ford Instrument Company en gebruikt in de Jupiter raket.[5]

De IU debuteerde met SA-5, de eerste Saturn I Block II-lancering. De eerste versie van de IU was een diameter van 154 inch (3.900 mm) en 58 inch (1500 mm) hoog, en werd zowel ontworpen als gebouwd door MSFC. Richtlijnen, telemetrie, tracking en vermogenscomponenten waren opgenomen in vier onder druk staande, cilindrische containers bevestigd als spaken aan een centrale hub.[6]

MSFC vloog versie 2 van de IU op SA-8, 9 en 10. Versie 2 was dezelfde diameter als versie 1, maar slechts 34 inch (860 mm) hoog. In plaats van onder druk staande containers, werden de componenten aan de binnenkant van de cilindrische wand opgehangen, waardoor een gewichtsvermindering werd bereikt.[7]

De laatste versie, nummer 3, was 260 inch (6.600 mm) in diameter en 36 inch (910 mm) lang. Het werd ontworpen door MSFC maar vervaardigd door IBM in hun fabriek in Huntsville, en vloog op alle lanceringen van Saturn IB en Saturn V. Dit is de versie die te zien is in Washington, Huntsville, Houston en de Apollo/Saturn v Center.

Saturn Launch History[8]
Programma Voertuig Missie Lanceerdatum Kussen IU -versie
Saturn I SA-1 SA-1 27 okt 1961 34 -
Saturn I SA-2 SA-2 25 april 1962 34 -
Saturn I SA-3 SA-3 16 nov 1962 34 -
Saturn I SA-4 SA-4 28 maart 1963 34 -
Saturn I SA-5 SA-5 29 januari 1964 37B 1
Saturn I SA-6 AS-101 28 mei 1964 37B 1
Saturn I SA-7 AS-102 18 september 1964 37B 1
Saturn I SA-9 AS-103 16 februari 1965 37B 2
Saturn I SA-8 AS-104 25 mei 1965 37B 2
Saturn I SA-10 AS-105 30 juli 1965 37B 2
Saturn IB SA-201 AS-201 26 februari 1966 34 3
Saturn IB SA-203 AS-203 5 Jul 1966 37B 3
Saturn IB SA-202 AS-202 25 augustus 1966 34 3
Saturn v SA-501 Apollo 4 9 nov 1967 39A 3
Saturn IB SA-204 Apollo 5 22 januari 1968 37B 3
Saturn v SA-502 Apollo 6 4 april 1968 39A 3
Saturn IB SA-205 Apollo 7 11 oktober 1968 34 3
Saturn v SA-503 Apollo 8 21 december 1968 39A 3
Saturn v SA-504 Apollo 9 3 maart 1969 39A 3
Saturn v SA-505 Apollo 10 18 mei 1969 39B 3
Saturn v SA-506 Apollo 11 16 juli 1969 39A 3
Saturn v SA-507 Apollo 12 14 nov 1969 39A 3
Saturn v SA-508 Apollo 13 11 april 1970 39A 3
Saturn v SA-509 Apollo 14 31 januari 1971 39A 3
Saturn v SA-510 Apollo 15 26 juli 1971 39A 3
Saturn v SA-511 Apollo 16 16 april 1972 39A 3
Saturn v SA-512 Apollo 17 7 december 1972 39A 3
Saturn v SA-513 Skylab 1 14 mei 1973 39A 3
Saturn IB SA-206 Skylab 2 25 mei 1973 39B 3
Saturn IB SA-207 Skylab 3 28 juli 1973 39B 3
Saturn IB SA-208 Skylab 4 16 nov 1973 39B 3
Saturn IB SA-210 ASTP 15 juli 1975 39B 3

Missieprofiel

Saturn Apollo -vluchtprofielen varieerden aanzienlijk per missie.[9][10][11] Alle missies begonnen echter met lift onder kracht van de eerste fase. Om de ontsteking van de motor soepeler te regelen, opbouw en lancering van het voertuig te stoten, bood vasthoudende armen ondersteuning en houden ze op vier punten rond de basis van de S-IC-fase. Een geleidelijke gecontroleerde release werd bereikt tijdens de eerste zes centimeter verticale beweging.

Na het opruimen van de lanceringstoren, een vluchtprogramma dat is opgeslagen in de Lanceer voertuig digitale computer (LVDC) beval een rol van het voertuig om het te oriënteren, zodat de daaropvolgende toonmanoeuvre het voertuig in de gewenste azimut richtte. De roll- en pitch -opdrachten werden bestuurd door het opgeslagen programma en werden niet beïnvloed door navigatiemetingen. Tot het einde van de S-IC-verbranding waren begeleidingopdrachten alleen functies van tijd.

De cutoff en het podiumscheiding van de eerste fase werden bevolen toen de IU een signaal ontving dat het brandstofniveau van de tank een vooraf bepaald punt had bereikt. De begeleiding tijdens de brandwonden van de tweede en derde fase hing af van zowel tijd- als navigatiemetingen, om de doelbaan te bereiken met behulp van de minimale brandstof.

Tweede fase motorafwijking werd bevolen door de IU op een vooraf bepaald brandstofniveau en het podium werd gescheiden. Tegen die tijd had het voertuig zijn geschatte orbitale hoogte bereikt, en de brandwond van de derde fase was net lang genoeg om een ​​cirkelvormige te bereiken parkeerplaats.

Tijdens bemanningslid Apollo-missies werd het voertuig in de aarde gebracht voor 2-4 passen toen de bemanning controles uit de systeemstatus en andere taken uitvoerde, en terwijl grondstations het voertuig volgden. Gedurende de anderhalf uur na de lancering hadden trackingstations over de hele wereld schattingen van de positie en snelheid van het voertuig verfijnd, gezamenlijk bekend als zijn staatsvector. De nieuwste schattingen werden doorgegeven aan de begeleidingssystemen in de IU en aan de commandomodule -computer in het ruimtevaartuig. Toen de maan, de aarde en het voertuig zich in de optimale geometrische configuratie bevonden, werd de derde fase opnieuw ontstonden om het voertuig in een Translunar -baan te plaatsen. Voor Apollo 15 duurde deze brandwond bijvoorbeeld 5 minuten 55 seconden.

Na de injectie van Translunar kwam de manoeuvre genaamd transpositie, docking en extractie. Dit was onder bemanning controle, maar de IU hield het S-IVB/IU-voertuig stabiel terwijl de Command/Service Module (CSM) eerst gescheiden van het voertuig, 180 graden draaide en terugkwam naar Dock met de Lunar Module (LM). Wanneer de CSM en LM "hard aangemeerd" hadden (verbonden door een dozijn vergrendelingen), gescheiden van de S-IVB/IU gescheiden van de herschikte ruimtevaartuigen.

De laatste functie van de IU was om de zeer kleine manoeuvre te besturen die nodig was om de S-IVB/IU uit de weg van het ruimtevaartuig te houden. Bij sommige missies ging de S-IVB/IU in een hoge aarde of zonne-baan, terwijl op anderen het in de maan werd gecrasht; Seismometers bleven op de maan achter tijdens Apollo 11, 12, 14, 15 en 16, en de S-IVB/IUS van Apollo 13, 14, 15, 16 en 17 werden opgedragen om te crashen. Deze effecten boden impulsen die door het seismometer -netwerk werden vastgelegd om informatie op te leveren over de geologische structuur van de maan.

Subsystemen

Interieur van IU-514, met componenten gelabeld
Diagram van de buitenkant van IU-514

De IU bestaat uit zes subsystemen: structuur, begeleiding en controle, omgevingscontrole, nooddetectie, radiocommunicatie (voor telemetrie, tracking en commando) en kracht.

Structuur

De basis IU -structuur is een korte cilinder, 36 inch hoog en 260 inch (6.600 mm) in diameter, vervaardigd van een aluminium legering honingraatmateriaal 0,95 inch (24 mm) dik. De cilinder wordt vervaardigd in drie segmenten van 120 graden, die worden verbonden door splitsingplaten in een integrale structuur. De bovenste en onderste randen zijn gemaakt van geëxtrudeerde aluminiumkanalen die zijn gebonden aan de honingraatsandwich. Dit type constructie werd geselecteerd vanwege zijn hoge sterkte -gewichtsverhouding, akoestische isolatie en thermische geleidbaarheidseigenschappen. De IU ondersteunde de componenten die op de binnenmuur waren gemonteerd en het gewicht van het Apollo -ruimtevaartuig hierboven (de maanmodule, de opdrachtmodule, de servicemodule en de lancering Escape Tower). Om het hanteren van de IU te vergemakkelijken voordat deze werd geassembleerd in de Saturnus, werden de voor- en achterste beschermende ringen, 6 centimeter lang en geschilderd blauw, vastgebout aan de boven- en onderste kanalen. Deze werden verwijderd tijdens het stapelen van de IU in het Saturn -voertuig. De structuur werd vervaardigd door Noord -Amerikaanse Rockwell in Tulsa, Oklahoma. Edward A. Beasley was de I.U. Programma manager.

De IU is verdeeld in 24 locaties, die aan het interieur worden gemarkeerd door getallen 1-24 op het aluminiumoppervlak net boven de blauwe flens.

Begeleiding en controle

Het Saturn V -lanceervoertuig werd geleid door navigatie, begeleiding en besturingsapparatuur in de IU. Een ruimtestabiliseerd platform (het ST-124-M3 traagheidsplatform op locatie 21) gemeten versnelling en houding. EEN Lanceer voertuig digitale computer (LVDC op locatie 19) Opgeloste begeleidingsvergelijkingen, en een analoge vluchtbesturingscomputer (locatie 16) uitgegeven opdrachten om het voertuig te sturen.

De houding van het voertuig werd gedefinieerd in termen van drie assen:

  • De rolas (x) loopt van staart tot neus en was verticaal op het moment van lancering.
  • De toonhoogteas (Y) staat in de rechterkant van de rolas en is gemarkeerd aan de buitenkant van de IU met +y boven het viewport, buiten locatie 21.
  • De gieras (z) staat in de rechterkant van zowel de toonhoogte- als de rolas en wordt gemarkeerd door +z buiten locatie 3.[12]

De ST-124-M3 traagheidsplatform Bevat drie gimbals: de buitenste gimbal (die 360 ​​° kan roteren om de rol of x -as van het voertuig), het middelste gimbal (dat ± 45 ° kan roteren rond de gier- of z -as van het voertuig) en de binnen- of inertiële gimbal (welke kan 360 ° roteren rond de toonhoogte of y -as van het voertuig). De binnenste gimbal is een platform waaraan verschillende componenten worden vastgesteld:

  • Twee verticale uitlijningspendels verzonden signalen vóór de lancering naar grondondersteuningsapparatuur, die signalen naar het platform gyro -koppelgeneratoren genereerden om het binnenste gimbal te nivelleren. Het verticale uitlijningssysteem bracht het platform tot een nauwkeurigheid van ± 2,5 boog seconden.
  • Twee prisma's, één vast en één servo--Diven werden gebruikt met een externe theodoliet die zag via het viewport buiten locatie 21 om de azimut van de binnenste gimbal vóór de lancering. De azimut kan worden ingesteld op een nauwkeurigheid van ± 5 boog seconden.
  • Drie single-graad-of-freedom gyroscopen hebben hun invoerassen uitgelijnd langs een orthogonaal Inertiaal coördinatensysteem. Drie signaalgeneratoren, bevestigd aan de uitgangsas van elke gyro, gegenereerden elektrische signalen die evenredig zijn aan de koppel stoornissen. De signalen werden verzonden door de servo -elektronica die eindigde in de Gimbal Pivot Servotorque Motors. De servoloops handhaafden de binnenste gimbal rotatie gefixeerd in traagheidsruimte. Dat wil zeggen, terwijl het voertuig rolde, gooide en gooide, bleef de binnenste gimbal in dezelfde houding waarop het zich vlak voor de lancering was ingesteld. Hoewel het werd vertaald tijdens het lancerings- en het baanproces, werd het rotatie gefixeerd.
  • Drie integreren versnellingsbak gemeten de drie snelheidscomponenten als gevolg van voertuigaandrijving. De versnellingsmetermetingen werden verzonden via de Launch Vehicle Data Adapter (LDVA op locatie 19) naar de LVDC. In de LVDC werden de metingen van de versnellingsmeter gecombineerd met de berekende zwaartekrachtversnelling om snelheid en positie van het voertuig te verkrijgen.

De hoekposities van gimbalen op hun assen werden gemeten door resolvers, die hun signalen naar de Launch Vehicle Data Adapter (LVDA) stuurden. De LVDA was het invoer-/uitvoerapparaat voor de LVDC. Het voerde de nodige verwerking van signalen uit om deze signalen acceptabel te maken voor de LVDC.

De onmiddellijke houding van het voertuig werd vergeleken met de gewenste voertuighouding in de LVDC. Attitude -correctiesignalen van de LVDC werden door de vluchtbesturingscomputer omgezet in besturingsopdrachten. De vereiste stuwkrachtrichting werd verkregen door de motoren in de voortstuwstadium te gimpen om de stuwkrachtrichting van het voertuig te veranderen. Gimbaling van deze motoren werd bereikt door hydraulisch actuators. In de eerste en tweede fasen (S-IC en S-II) werden de vier buitenboordmotoren gekalbald om rol, toonhoogte en gier te regelen. Aangezien de derde (S-IVB) fase slechts één motor heeft, werd een hulpaanvalsysteem gebruikt voor rolregeling tijdens aangedreven vlucht. Het hulpaandrijving biedt volledige houdingcontrole tijdens de kustvlucht van de S-IVB/IU-fase.

Milieu Beheer

Het Environmental Control System (ECS) onderhoudt een acceptabele bedrijfsomgeving voor de IU -apparatuur tijdens preflight- en vluchtactiviteiten. De ECS bestaat uit het volgende:

  • Het thermische conditioneringssysteem (TCS), dat een circulerende koelvloeistoftemperatuur behoudt aan de elektronische apparatuur van 59 ° ± 1 ° F (15 ± 5/9 ° C).
  • Preflight-zuiveringssysteem, dat een toevoer van temperatuur- en drukgereguleerd mengsel van lucht en gasvormige stikstof (lucht/GN2) in het IU/S-IVB-apparatuurgebied handhaaft.
  • Gaslagertoevoersysteem, dat GN2 levert aan de ST-124-M3 traagheidsplatformgaslagers.
  • Bemonsteringsapparatuur voor gevaarlijke gasdetectie die het IU/S-IVB voorwaartse interstage-gebied bewaakt voor de aanwezigheid van gevaarlijke dampen

Thermische conditionering

Thermische conditioneringspanelen, ook wel koude platen genoemd, bevonden zich in zowel de IU- als de S-IVB-fase (tot zestien in elke fase). Elke koude plaat bevat getapte boutgaten in een roosterpatroon dat flexibiliteit biedt voor het monteren van componenten.

De koelvloeistof die door de TCS circuleerde was een mengsel van 60 procent methanol en 40 procent gedemineraliseerd water bij gewicht. Elke koude plaat was in staat om ten minste 420 watt af te drijven.

Tijdens de vlucht werd warmte gegenereerd door apparatuur die op de koude platen was gemonteerd, door een sublimatie warmtewisselaar. Water uit een reservoir (wateraccumulator) werd blootgesteld aan de lage temperatuur- en drukomgeving van de ruimte, waar het eerst bevriest en vervolgens sublimeert, warmte van de warmtewisselaar neemt en het overbrengt naar de watermoleculen die ontsnappen aan de ruimte in gasvormige toestand. Water/methanol werd gekoeld door de bloedsomloop door de warmtewisselaar.

Preflight lucht/gn2 purge -systeem

Vóór de vlucht zijn de voorraden grondondersteuningsapparatuur (GSE) gekoeld, gefilterde ventilerende lucht naar de IU, die binnenkomen via het grote kanaal in het midden van het navelstrengpaneel (locatie 7) en vertakken in twee kanalen aan de bovenkant die rond de IU worden gedragen in het kabelrek. Downward wijzende ventilatieopeningen van deze kanalen geven ventilerende lucht vrij in het interieur van de IU. Tijdens het tanken werd gasvormige stikstof geleverd in plaats van lucht, om drijfgassen te zuiveren die anders zouden kunnen accumuleren in de IU.

Gaslagertoevoer

Om fouten in de detectie -houding en snelheid te verminderen, snijden ontwerpers wrijving tot een minimum in het platformgyros en versnellingsmeters door de lagers te zweven op een dunne film van droge stikstof. De stikstof werd geleverd vanuit een bol met 2 cu ft (56,6 l) gas bij 3.000 psig (pond per vierkante inch -meter, d.w.z. psi boven één atmosfeer) (20,7 MPA). Deze bol heeft een diameter van 21 inch (0,53 m) en is gemonteerd op locatie 22, links van de ST-124-M3. Gas uit de toevoerbol passeert door een filter, een drukregelaar en een warmtewisselaar voordat hij door de lagers in het stabiele platform stroomt.

Gevaarlijke gasdetectie

Het gevaarlijke gasdetectiesysteem bewaakt de aanwezigheid van gevaarlijke gassen in de IU- en S-IVB-fase voorwaartse compartimenten tijdens het tanken van voertuigen. Gas was bemonsterd Op vier locaties: tussen panelen 1 en 2, 7 en 8, 13 en 14 en 19 en 20. Buizen leiden van deze locaties naar locatie 7, waar ze werden aangesloten op grondondersteuningsapparatuur (extern op de IU) die gevaarlijk kan detecteren gassen.

Nooddetectie

Het Emergency Detection System (EDS) voelde de initiële ontwikkeling van de omstandigheden in het vluchtvoertuig tijdens de boostfasen van de vlucht die voertuigfalen kunnen veroorzaken. De ED's reageerden op deze noodsituaties op twee manieren. Als het uiteenvallen van het voertuig op handen was, zou een automatische abortus -reeks worden gestart. Als de noodconditie zich echter langzaam genoeg ontwikkelde of van een dergelijke aard was dat de cockpitbemanning deze kan evalueren en actie kan ondernemen, werden alleen visuele indicaties aan de cockpitbemanning gegeven. Nadat een abortus volgorde was gestart, automatisch of handmatig, was deze onherroepelijk en liep hij tot voltooiing.

De ED's zijn over het voertuig verdeeld en omvatten enkele componenten in de IU. Er waren negen EDS -snelheid gyros geïnstalleerd op locatie 15 in de IU. Drie gyros volgden elk van de drie assen (toonhoogte, rol en gier), waardoor drievoudige redundantie werd geboden. De besturingssignaalprocessor (locatie 15) bood stroom aan en ontving ingangen van de negen EDS -snelheid gyros. Deze ingangen werden verwerkt en verzonden naar de EDS -distributeur (locatie 14) en naar de vluchtbesturingscomputer (locatie 16). De EDS -distributeur diende als een aansluitdoos en schakelapparaat om de ruimtevaartuigspeelpanelen te verstrekken met noodsignalen als noodvoorwaarden bestonden. Het bevatte ook relais- en diode -logica voor de automatische abortreeks. Een elektronische timer (locatie 17) werd geactiveerd bij lancering en 30 seconden later bekrachtigde relais in de EDS -distributeur waardoor meerdere motorafsluiting mogelijk was. Deze functie werd tijdens de eerste 30 seconden van de lancering geremd om het voertuig terug te sluiten dat terugviel in het lanceergebied. Terwijl de automatische afbraak werd geremd, kan de cockpitbemanning een handmatig afbreken als er een hoekoverschrijdende of twee-motor-uit-conditie ontstond.

Radiocommunicatie

De IU communiceerde continu door radio om voor verschillende doeleinden te gronden. Het meet- en telemetriesysteem communiceerde gegevens over interne processen en voorwaarden op het Saturn V. Het volgsysteem communiceerde gegevens die door het Mission Ground Station (MGS) werden gebruikt om de voertuiglocatie te bepalen. Met het radio -opdrachtsysteem kon de MGS opdrachten naar de IU verzenden.

Meten en telemetrie

Ongeveer 200 parameters werden gemeten op de IU en overgedragen naar de grond, om

  • Helpen bij de kassa van het lanceervoertuig voorafgaand aan de lancering,
  • Bepaal de voertuigconditie en om ontvangen commando's tijdens de vlucht te verifiëren, en
  • Faciliteer de postflight -analyse van de missie.

Gemeten parameters omvatten versnelling, hoeksnelheid, stroomsnelheid[welke?], positie, druk, temperatuur-, Spanning, huidig, frequentie, en anderen. Sensor Signalen werden geconditioneerd door versterkers of converters Gelegen in het meten van rekken. Er zijn vier meetrekken in de IU op locaties 1, 9 en 15 en twintig signaalconditioneringsmodules in elk.[verduidelijking nodig] Geconditioneerde signalen werden door de meetdistributeur op locatie 10 naar hun toegewezen telemetriekanaal geleid. Er waren twee telemetrielinks. Om de twee IU -telemetrie -links te laten verwerken om ongeveer 200 afzonderlijke metingen te verwerken, moeten deze links worden gedeeld. Zowel frequentieverlening als tijd delen multiplexen Technieken werden gebruikt om dit te bereiken. De twee modulatie Gebruikte technieken waren pulscodemodulatie/frequentiemodulatie (PCM/FM) en frequentiemodulatie/frequentiemodulatie (FM/FM).

Twee model 270 tijd delen multiplexers (MUX-270) werden gebruikt in het IU-telemetriesysteem, gemonteerd op locaties 9 en 10. Elk werkt als een 30 × 120 multiplexer (30 primaire kanalen, elk 120 keer per seconde bemonsterd) met bepalingen voor ondermultiplexing individuele primaire kanalen om te vormen om te vormen 10 subkanalen elk bemonsterd met 12 keer per seconde. Uitgangen van de MUX-270 gaan naar het PCM/DDAS-assemblagemodel 301 op locatie 12, die op zijn beurt de 245,3 MHz PCM VHF-zender aandrijft.

De FM/FM -signalen werden gedragen in 28 subcarrierkanalen en verzonden door een 250,7 MHz FM -zender.

Zowel de FM/FM als de PCM/FM -kanalen werden gekoppeld aan de twee telemetrieantennes aan weerszijden van de IU -buitenlocaties 10 en 22.

Tracking

C-band radar transponder gedragen door de IU verstrekte trackinggegevens op de grond die werden gebruikt om het voertuig te bepalen traject. De transponder ontving gecodeerde of enkele pulsondervraging van grondstations en bracht een antwoord met één puls over in dezelfde frequentieband (5,4 tot 5.9 GHz). Een gewone antenne werd gebruikt voor het ontvangen en verzenden. De C-Band Transponder-antennes zijn buitenlocaties 11 en 23, direct onder CCS PCM Omni-ontvangstantennes.

Radio commando

Het Command Communications System (CCS) voorzag voor digitale gegevensoverdracht van grondstations naar de LVDC. Deze communicatielink werd gebruikt om begeleidingsinformatie bij te werken of bepaalde andere functies via de LVDC op te zetten. Opdrachtgegevens zijn afkomstig van de Mission Control Center, Houston, en werd naar externe stations gestuurd voor transmissie naar het lanceervoertuig. Commando -berichten werden verzonden vanaf de grond op 2101,8 MHz. Het ontvangen bericht werd doorgegeven aan de Command Decoder (locatie 18), waar het werd gecontroleerd op authenticiteit voordat het werd doorgegeven aan de LVDC. Verificatie van berichtontvangst werd bereikt via het IU PCM -telemetriesysteem. Het CCS -systeem gebruikte vijf antennes:

  • Een enkele directionele antenne buitenlocatie 3–4,
  • Twee Omni -zendantennes buitenlocaties 11 en 23, en
  • Twee Omni ontvangen antennes buitenlocaties 12 en 24.

Stroom

Vermogen tijdens de vlucht is ontstaan ​​met vier zilverzinkbatterijen met een nominale spanning van 28 ± 2 VDC. Batterij D10 zat op een plank op locatie 5, batterijen D30 en D40 lagen op de planken in locatie 4 en batterij D20 was op locatie 24. Twee voedingen omgezet het niet -gereguleerde batterijvermogen naar gereguleerde 56 VDC en 5 VDC. De 56 VDC-voeding was op locatie 1 en bood stroom aan de ST-124-M3-platform elektronische assemblage en de signaalconditioner van de versnellingsmeter. De 5 VDC -voeding op locatie 12 leverde 5 ± 0,005 VDC aan het IU -meetsysteem.

Galerij

Deze afbeeldingen tonen de ontwikkeling van de IU. De eerste vier Saturn -lanceringen hadden geen IU, maar gebruikten begeleiding, telemetrie en andere apparatuur die bovenop de eerste fase was geïnstalleerd.

De eerste IU vloog op de vijfde Saturn-lancering, SA-5, en had een diameter van 12 voet 10 inch (3,91 m) en 4 voet 10 inch (1,47 m) hoog. De componenten die het droeg, waren in containers onder druk. Deze versie vloog op SA-5, SA-6 en SA-7. De IU gedragen door missies SA -8, -9 en -10 was slechts 2 voet 10 inch (0,86 m) hoog en werd niet onder druk gezet.[13]

Met de Saturn IB- en Saturn V -lancering werd een derde versie gebruikt, een diameter van 21,6 voet (6,6 m) en 3 voet (0,91 m) hoog. Vergelijking van deze foto's van de instrumenteenheid laat zien dat de configuratie van componenten die door deze versie worden gedragen, is gewijzigd, afhankelijk van de missie. Sommige apparatuur werd verwijderd (bijvoorbeeld het Azusa -volgsysteem werd verwijderd uit latere IU's), sommige apparatuur werd toegevoegd (bijvoorbeeld een vierde batterij voor langere missies) en andere componenten werden verplaatst.

Deze afbeeldingen laten ook zien dat sommige componenten (bijv. Batterijen, het ST-124-traagheidsplatform) werden geïnstalleerd in de IU nadat het in de VAB bovenop de derde fase van S-IVB was gestapeld.

Referenties

Saturnus

  • Bilstein, Roger E. (1980). Fasen naar Saturnus: een technologische geschiedenis van de Apollo/Saturn -lanceringsvoertuigen. NASA SP-4206. ISBN0-16-048909-1. Beschikbaar online: HTML of PDF
  • David S. Akens. ‘’ Saturn illustreerde chronologie. Saturn's eerste elf jaar: april 1957 tot april 1968 ’. NASA - Marshall Space Flight Center, MHR -5, 20 jan 1971. Online beschikbaar: HTML
  • "Saturn I Samenvatting." Een populair verslag van 43 pagina's van het Saturn I-programma, van 15 februari 1966, met betrekking tot missies SA-1 tot SA-10. Online beschikbaar bij NTRS: PDF
  • "Saturn V Press Kit." Bevat documenten op Saturn V, eerste fase, F-1-engine, tweede fase, J-2-motor, instrumenteenheid, faciliteiten, testen, voertuigassemblage en lancering, programmamanager, vluchtgeschiedenis, STS-1, aannemers, woordenlijst en index . Beschikbaar online: HTML
  • "The Apollo" A "/Saturn C-1 Lanceer voertuigsysteem". NASA MSFC Saturn Systems Office, 17 juli 1961. 410 pagina's. NASA TM X-69174. MOR-MSAT- 61–5. Beschikbaar online: PDF Informatie en tekeningen over versie 1 van de IU.
  • Duran, B.E. "Saturn I/IB lanceer voertuig operationele status en ervaring". Paper gegeven bij Aeronautic and Space Engineering and Manufacturing Meeting van de Society of Automotive Engineers, Los Angeles, CA, 7-11 oktober 1968. 30 pagina's. Duran werkte voor Chrysler, maker van de S-1-booster.
  • "Stappen naar Saturnus". NASA MSFC, 106 pagina's. Beschikbaar online:PDF Beschrijft boosterproductie door MSFC en het gebruik van bussen die begeleidingsapparatuur bevatten vóór de IU.

Apollo

  • Charles D. Benson en William Barnaby Faherty. Moonport: A History of Apollo Launch -faciliteiten en -activiteiten. NASA SP-4204, 1978. Online beschikbaar: HTML
  • "Apollo -programma Samenvatting Rapport." NASA Lyndon B. Johnson Space Center, Houston, Texas, april 1975. JSC-09423. Beschikbaar online: PDF
  • Ivan D. Ertel, Mary Louise Mors, Jean Kernahan Bays, Courtney G. Brooks en Roland W. Newkirk. Het Apollo -ruimtevaartuig: een chronologie. NASA SP-4009. Beschikbaar online: HTML
  • Orloff, Richard W. "Apollo door de cijfers". NASA History Division, Washington, DC, 2000. NASA SP-2000-4029. 345 pagina's. Beschikbaar online: HTML Bijlagen nuttig.
  • "Apollo Program Flight Samenvatting Rapport Apollo Missions AS-2010 tot en met Apollo 16". NASA Office of Manned Space Flight, UNE 1972. 125 pagina's. Beschikbaar online: PDF

Specifieke missies

  • "Saturn SA-1 vluchtevaluatie". NASA MSFC, 14 december 1961. MPRSAT- WF-61-8. Beschikbaar online:PDF Beschrijft het Saturn -begeleidingssysteem vóór de IU.
  • Brandner, F.W. "Samenvatting van de technische informatie over Saturn Vehicle SA-2". NASA MSFC -memo van 5 april 1962. TMX 51831. 16 pagina's. Beschikbaar online: PDF Beschrijft het Saturn -begeleidingssysteem vóór de IU.
  • "Resultaten van de vierde Saturn IB-lanceringstestvlucht AS-204". NASA MSFC, 5 april 1968. 365 pagina's. MPR-SAT-FE-68-2. NASA TM X-61111. Beschikbaar online: PDF Beschrijft wijzigingen in de IU die is aangebracht op basis van gegevens van Mission SA-204.
  • Chrysler Corporation, Huntsville Division. "Saturn-antennesystemen, SA-5". NASA MSFC Astrionics Division Instrumentation Branch, 18 juni 1963. 439 pagina's. Beschikbaar online: PDF Beschrijft enkele aspecten van versie 1 van de IU.
  • Weichel, H.J. "SA-8 vluchttestgegevensrapport". NASA Technical Memorandum TM X-53308. 2 augustus 1965. Online beschikbaar:PDF Volgens dit werden de ASC-15 en de ST-90 gebruikt in het actieve begeleidingssysteem, terwijl de ST-124 deel uitmaakte van het passagierssysteem.
  • "Saturn v Flight Manual SA-507." Een beschrijving van 244 pagina's van Saturn-Apollo 507, gedateerd 5 oktober 1969. Bevat een hoofdstuk over de instrumenteenheid (sectie VII, PDF pagina 149). Beschikbaar online: PDF

Instrument -eenheid

  • IBM. "Systeembeschrijving en componentgegevens van instrumenteenheid." Dit vermeldt, in tabel 1, alle componenten op naam, onderdeelnummer, referentieaanduiding en locatie voor IU -2010 tot -212 en IU -501 tot -515. Het bevat ook foto's van veel componenten. De pagina Change History bevat zes wijzigingen, de laatste zijn januari 1970, het jaar IU-508 werd gelanceerd.
  • "Factsheet van instrumenteenheid." Een Saturn V-nieuwsreferentie van 8 pagina's, gedateerd december 1968, rond de tijd dat IU-505 werd geleverd aan Cape Canaveral. Beschikbaar online: PDF
  • "Saturn Instrument Unit." Een beschrijving van 102 pagina's van de IU, gedateerd april 1968, opgesteld door Boeing.
  • "Astrionics System Handbook voor Saturn Launch -voertuigen." Een beschrijving van 417 pagina's van de meeste functies en subsystemen van de instrumenteenheid, gedateerd 1 november 1968. Beschikbaar beschikbaar: PDF Gearchiveerd 2020-08-16 op de Wayback -machine
  • Lowery, H.R. "Saturn Instrument Unit Command System". NASA MSFC Huntsville, Alabama, 22 oktober 1965. 45 pagina's. Technisch Memorandum X- 53350. Online beschikbaar:PDF[dode link]
  • "Saturn IB/V Instrument Unit Instrumentation System Beschrijving". International Business Machines, Federal Systems Division, Huntsville, Alabama, 1 juni 1966. 119 pagina's. IBM nr. 65-966-0021, MSFC No. III-5-509-1. Beschikbaar online:PDF[dode link] Beschrijft de transducers, meetsysteem en telemetriefunctie van de IU.

Richtlijnen voor instrumenteenheid

  • Herman E. Thomason. "Algemene beschrijving van het ST-124m inertial platformsysteem." NASA TN D-2983, gedateerd september 1965. 93 pagina's. Dit heeft duidelijkere cijfers dan de meeste PDF -documenten over de IU, die de beste uitzichten bieden van de binnenkant van de gyros en gaslagers. Beschikbaar online: PDF
  • Walter Haeussermann. "Beschrijving en prestaties van de navigatie, begeleiding en besturingssysteem van het Saturn Launch -voertuig." NASA TN D-5869, gedateerd juli 1970. 52 pagina's. Beschikbaar online: PDF
  • Richard L. Moore en Herman E. Thomason. "Gimbalgeometrie en houding-detectie van het ST-124 gestabiliseerde platform." NASA TN D-1118, gedateerd mei 1962. Een vroege en wiskundige, in plaats van beschrijvend, verslag van de ST-124. Op dit datum was de ST-124 een concept van 4 gimbal, terwijl de versie die vloog slechts 3 gimbals had. Beschikbaar online:PDF
  • "Saturn V Lanceer voertuig Digital Computer. Volume 1: Algemene beschrijving en theorie." IBM, 30 november 1964. Wijzigde 4 januari 1965. 256 pagina's. Beschikbaar online: PDF
  • "Laboratoriumonderhoudsinstructies voor de digitale computer van Saturn V Launch Vehicle." Deel 1 van 2, gedateerd 4 januari 1965. 256 pagina's.
  • Decher, Rudolf. "Het astrionics -systeem van Saturn -lanceringsvoertuigen". NASA MSFC Huntsville, Alabama, 1 februari 1966. 180 pagina's. NASA TM X- 53384. Online beschikbaar: PDF
  • Lyons, R.E. en Vanderkulk, W. "Het gebruik van drievoudige modulaire redundantie om de betrouwbaarheid van de computer te verbeteren". IBM Journal, april 1962, pp. 200-209. Beschikbaar online: PDF Theorie achter de LVDC.
  • Stumpf, David K. "Titan II. A History of a Cold War Missile Program.". Universiteit van Arkansas Press, Fayetteville, Arkansas, 2000. ISBN1-55728-601-9. Foto van de ASC-15-computer die wordt gebruikt op de Titan II en op vroege Saturn-vluchten. De ASC-15 was de voorloper van de LVDC en was de begeleidingscomputer vóór de IU en op IU versie 1, althans.

NASA -computers

  • Tomayko, James E. "Computers in SpaceFlight: The NASA Experience". NASA Contractor Report 182505, maart 1988. Online beschikbaar: HTML
  • "Digitale ruimtevaartsystemen". NASA, SP-8070, maart 1971. Online beschikbaar: PDF

Aantekeningen

  1. ^ "Instrument Unit Fact Sheet, Saturn V News Reference." Gewijzigd december 1968. Pagina 2.
  2. ^ Roger E. Bilstein. Fasen naar Saturnus. The NASA History Series, 1996. Hoofdstuk 8. Vanaf het afrekenen tot lancering: de typische computer. IBM wordt ook geïdentificeerd als de instrumenteenheidsbouwer op het naamplaatje van IU-514 in Udvar-Hazy Center. Dit typeplaatje bevindt zich linksboven op locatie 7.
  3. ^ "Saturn V Instrument Unit (IU) | NASM TAP". copilot.si.edu. Smithsonian Institution. Opgehaald 2017-09-22.
  4. ^ "Saturn V Instrument Unit Audio Beschrijving". copilot.si.edu/. Smithsonian Institution. Opgehaald 2017-09-22.
  5. ^ ‘’ Stadia naar Saturn ’’ Hoofdstuk 8.
  6. ^ De Apollo "A"/Saturn C-1 Lanceervoertuigsysteem
  7. ^ Saturn I Samenvatting PDF p. 36
  8. ^ ‘’ Saturn Illustrated Chronology ’’, Bijlage H. Moonport, Bijlage A. Apollo -programma Samenvatting Rapport, Bijlage A.
  9. ^ "Astrionics System Handbook", 1 november 1968, MSFC nr. IV-4-401-1. IBM nr. 68-966-0002. Sectie 1.3. Saturn V Mission Profile.
  10. ^ "Instrument Unit Fact Sheet. Saturn V Nieuwsreferentie." Gewijzigd december 1968. pp. 5-6.
  11. ^ "Saturn v Flight Manual SA-507." MSFC-Man-507. Gewijzigd 5 oktober 1969. P. 2-1 (PDF pagina 15). Sectie II. Prestatie. Vluchtreeks.
  12. ^ "Astrionics System Handbook", 1 november 1968, MSFC nr. IV-4-401-1. IBM nr. 68-966-0002. P. 1.2-1 (PDF p. 15): De oude en nieuwe coördinatensystemen worden beschreven. De nieuwe standaard werd van kracht voor voertuigen 204 en 502 (en daaropvolgend).
  13. ^ "Saturn I Samenvatting." 15 februari 1966.

Externe links