Satürn V enstrüman ünitesi - Saturn V instrument unit

Satürn V alet ünitesinin şeması

Satürn V gösterge birimi üstüne monte edilmiş bir halka biçimli yapı Satürn V roketin Üçüncü aşamada ( S-IVB ) ve Satürn IB 'in ikinci aşamasında (bir S-IVB)' ye. Apollo Ay Modülünü içeren SLA (Uzay Aracı/Ay Modülü Adaptörü) panellerinin hemen altındaydı . Alet birimi, Satürn V roketi için rehberlik sistemini içerir. Gösterge ünitesinde bulunan elektronik parçaların bir kısmı dijital bir bilgisayardır., analog uçuş kontrol bilgisayarı, acil durum algılama sistemi, atalet yönlendirme platformu, kontrol ivmeölçerleri ve kontrol hızı jiroskopları. Satürn V için enstrüman ünitesi (IU), NASA tarafından Marshall Uzay Uçuş Merkezi'nde (MSFC) tasarlandı ve Saturn I IU'dan geliştirildi. NASA'nın Satürn V Enstrüman Birimi'ni imal eden yüklenicisi International Business Machines ( IBM ) idi.

Kullanılmayan enstrüman ünitelerinden biri sergileniyor şu anda Steven F. Udvar-Hazy Center içinde Chantilly, Virginia . Ünite için plaket aşağıdaki yazıya sahiptir:

Astronotları Ay'a gönderen Satürn V roketi, roketin yörüngesini yönlendiren bağımsız bir sistem olan atalet kılavuzluğunu kullandı. Roket güçlendirici, komuta ve ay modüllerindekilerden ayrı bir yönlendirme sistemine sahipti. Roketin üçüncü aşaması ile komuta ve ay modülleri arasında bulunan bir halka olan bunun gibi bir alet biriminde bulunuyordu. Halka, temel rehberlik sistemi bileşenlerini (kararlı bir platform, ivmeölçerler, bir dijital bilgisayar ve kontrol elektroniği) yanı sıra radar, telemetri ve diğer birimleri içeriyordu.

Alet biriminin kararlı platformu, İkinci Dünya Savaşı'nın Alman V-2 roketi için bir deney birimine dayanıyordu. Bendix Corporation, IBM tasarlanmış ve birimin dijital bilgisayar inşa ederken, platformu üretti.

UHC katından IU-514'ün görünümü
Enstrüman ünitesi no. 514 Ulusal Hava ve Uzay Müzesi, Udvar-Hazy Merkezi, Dulles, Virginia; Uzay Mekiği Enterprise'ın burnu solda görülebilir.

Özellikler

  • Çap: 260 inç (6,6 m)
  • Yükseklik: 36 inç (914 mm)
  • Lansman sırasındaki ağırlık: ~4,400 lb (1996 kg)

Görev geçmişi

Satürn I Blok I güçlendiricileri (SA-1'den SA-4'e) için herhangi bir alet birimi yoktu. Güdüm ve kontrol ekipmanı, SI ilk aşamasının üstündeki bidonlarda taşındı ve Ford Instrument Company tarafından yapılan ve Jüpiter füzesinde kullanılan ST-90 stabilize platformunu içeriyordu .

IU, ilk Satürn I Blok II lansmanı olan SA-5 ile görücüye çıktı. IU'nun ilk versiyonu 154 inç (3.900 mm) çapında ve 58 inç (1.500 mm) yüksekliğindeydi ve her ikisi de MSFC tarafından tasarlandı ve üretildi. Yönlendirme, telemetri, izleme ve güç bileşenleri, merkezi bir göbeğe tel gibi bağlı dört basınçlı, silindirik kapta tutuldu.

MSFC, SA-8, 9 ve 10'da IU'nun 2. versiyonunu uçtu. Versiyon 2, versiyon 1 ile aynı çaptaydı, ancak sadece 34 inç (860 mm) yüksekliğindeydi. Basınçlı kaplar yerine bileşenler silindirik duvarın iç kısmına asılarak ağırlıkta bir azalma sağlandı.

Son sürüm olan 3 numara, 260 inç (6,600 mm) çapında ve 36 inç (910 mm) yüksekliğindeydi. MSFC tarafından tasarlandı, ancak IBM tarafından Huntsville'deki fabrikalarında üretildi ve tüm Saturn IB ve Saturn V fırlatmalarında uçtu. Bu, Washington, Huntsville, Houston ve Apollo/Saturn V Center'da sergilenen versiyondur .

Satürn fırlatma geçmişi
programı Araç Misyon Lansman tarihi ped IU versiyonu
Satürn ben SA-1 SA-1 27 Ekim 1961 34 -
Satürn ben SA-2 SA-2 25 Nisan 1962 34 -
Satürn ben SA-3 SA-3 16 Kas 1962 34 -
Satürn ben SA-4 SA-4 28 Mart 1963 34 -
Satürn ben SA-5 SA-5 29 Ocak 1964 37B 1
Satürn ben SA-6 AS-101 28 Mayıs 1964 37B 1
Satürn ben SA-7 AS-102 18 Eyl 1964 37B 1
Satürn ben SA-9 AS-103 16 Şub 1965 37B 2
Satürn ben SA-8 AS-104 25 Mayıs 1965 37B 2
Satürn ben SA-10 AS-105 30 Tem 1965 37B 2
Satürn IB SA-201 AS-201 26 Şub 1966 34 3
Satürn IB SA-203 AS-203 5 Tem 1966 37B 3
Satürn IB SA-202 AS-202 25 Ağu 1966 34 3
Satürn V SA-501 Apollo 4 9 Kas 1967 39A 3
Satürn IB SA-204 Apollo 5 22 Ocak 1968 37B 3
Satürn V SA-502 Apollo 6 4 Nis 1968 39A 3
Satürn IB SA-205 Apollo 7 11 Ekim 1968 34 3
Satürn V SA-503 Apollo 8 21 Aralık 1968 39A 3
Satürn V SA-504 Apollo 9 3 Mart 1969 39A 3
Satürn V SA-505 Apollo 10 18 Mayıs 1969 39B 3
Satürn V SA-506 Apollo 11 16 Tem 1969 39A 3
Satürn V SA-507 Apollo 12 14 Kasım 1969 39A 3
Satürn V SA-508 Apollo 13 11 Nis 1970 39A 3
Satürn V SA-509 Apollo 14 31 Oca 1971 39A 3
Satürn V SA-510 Apollo 15 26 Tem 1971 39A 3
Satürn V SA-511 apollo 16 16 Nisan 1972 39A 3
Satürn V SA-512 Apollo 17 7 Aralık 1972 39A 3
Satürn V SA-513 Gökyüzü Laboratuvarı 1 14 Mayıs 1973 39A 3
Satürn IB SA-206 Skylab 2 25 Mayıs 1973 39B 3
Satürn IB SA-207 Gökyüzü Laboratuvarı 3 28 Tem 1973 39B 3
Satürn IB SA-208 Skylab 4 16 Kas 1973 39B 3
Satürn IB SA-210 ASTP 15 Tem 1975 39B 3

Görev profili

Satürn Apollo uçuş profilleri misyona göre önemli ölçüde değişiyordu. Bununla birlikte, tüm görevler, ilk aşamanın gücü altında havalanma ile başladı. Aracın motor ateşlemesini, itme kuvvetini ve kalkışını daha düzgün bir şekilde kontrol etmek için, kısıtlayıcı kollar S-IC aşamasının tabanı etrafında dört noktada destek ve baskı sağladı. Dikey hareketin ilk altı inçinde kademeli kontrollü bir serbest bırakma gerçekleştirildi.

Fırlatma kulesini temizledikten sonra, fırlatma aracı dijital bilgisayarında (LVDC) saklanan bir uçuş programı, aracın bir rulosuna onu yönlendirmesi için komut verdi, böylece sonraki yunuslama manevrası aracı istenen azimutta işaret etti. Yuvarlanma ve eğim komutları, kayıtlı program tarafından kontrol edildi ve navigasyon ölçümlerinden etkilenmedi. S-IC yanığının sonuna kadar, rehberlik komutları yalnızca zamanın işlevleriydi.

IU, tankın yakıt seviyesinin önceden belirlenmiş bir noktaya ulaştığına dair bir sinyal aldığında, ilk aşama kesme ve aşama ayırma komutu verildi. İkinci ve üçüncü aşama yanıklar sırasında rehberlik, minimum yakıt kullanarak hedef yörüngeye ulaşmak için hem zamana hem de seyir ölçümlerine bağlıydı.

IU tarafından önceden belirlenmiş bir yakıt seviyesinde ikinci kademe motor kesme komutu verildi ve kademe ayrıldı. Bu zamana kadar, araç yaklaşık yörünge yüksekliğine ulaşmıştı ve üçüncü aşama yanığı sadece dairesel bir park yörüngesine ulaşmak için yeterince uzundu .

Mürettebatlı Apollo misyonları sırasında, mürettebat sistem durumunu ve diğer görevleri kontrol ederken ve yer istasyonları aracı takip ederken, araç Dünya yörüngesinde 2-4 geçiş yaptı. Fırlatmadan sonraki bir buçuk saat içinde, dünyanın dört bir yanındaki izleme istasyonları, topluca durum vektörü olarak bilinen aracın konumu ve hızıyla ilgili hassas tahminler yaptı. En son tahminler, İÜ'deki güdüm sistemlerine ve uzay aracındaki Komuta Modülü Bilgisayarına iletildi. Ay, Dünya ve araç optimum geometrik konfigürasyondayken, aracı ay-ötesi yörüngeye oturtmak için üçüncü aşama yeniden ateşlendi. Örneğin Apollo 15 için bu yanma 5 dakika 55 saniye sürdü.

Ay ötesi enjeksiyondan sonra yer değiştirme, yerleştirme ve çıkarma denilen manevra geldi. Bu, mürettebat kontrolü altındaydı, ancak Komuta/Servis Modülü (CSM) ilk olarak araçtan ayrılırken, 180 derece döndürülürken ve Ay Modülü (LM) ile rıhtıma geri dönerken, İÜ S-IVB/IU aracını sabit tuttu. CSM ve LM "sabit kenetlendiğinde" (bir düzine mandalla bağlandı), yeniden düzenlenen uzay aracı S-IVB/IU'dan ayrıldı.

IU'nun son işlevi, S-IVB/IU'yu uzay aracının yolundan uzak tutmak için gerekli olan çok küçük manevrayı komuta etmekti. Bazı görevlerde S-IVB/IU yüksek Dünya veya Güneş yörüngesine girerken, diğerlerinde Ay'a çarptı; Apollo 11, 12, 14, 15 ve 16 sırasında sismometreler Ay'a bırakıldı ve Apollo 13, 14, 15, 16 ve 17'nin S-IVB/IU'ları çarpmaya yönlendirildi. Bu etkiler, Ay'ın jeolojik yapısı hakkında bilgi vermek için sismometre ağı tarafından kaydedilen dürtüleri sağladı.

alt sistemler

IU-514'ün içi, etiketli bileşenlerle
IU-514'ün dış şeması

IU altı alt sistemden oluşur: yapı, rehberlik ve kontrol, çevresel kontrol, acil durum tespiti, radyo iletişimi (telemetri, izleme ve komut için) ve güç.

Yapı

Temel IU yapısı, 36 inç yüksekliğinde ve 260 inç (6.600 mm) çapında, 0.95 inç (24 mm) kalınlığında bir alüminyum alaşımlı petek sandviç malzemeden imal edilmiş kısa bir silindirdir. Silindir, ekleme plakaları ile bütünleşik bir yapı halinde birleştirilen üç adet 120 derecelik segmentte üretilmiştir. Üst ve alt kenarlar, petek sandviçe yapıştırılmış ekstrüde alüminyum kanallardan yapılmıştır. Bu yapı türü, yüksek mukavemet/ağırlık oranı, akustik yalıtım ve ısıl iletkenlik özellikleri nedeniyle seçilmiştir. IU, iç duvarına monte edilen bileşenleri ve yukarıdaki Apollo uzay aracının ağırlığını (Ay Modülü, Komuta Modülü, Servis Modülü ve Fırlatma Kaçış Kulesi) destekledi. IU'nun Satürn'e monte edilmeden önce kullanımını kolaylaştırmak için, 6 inç uzunluğunda ve maviye boyanmış ön ve arka koruyucu halkalar, üst ve alt kanallara cıvatalanmıştır. Bunlar, IU'nun Satürn aracına istiflenmesi sırasında çıkarıldı. Yapı, Kuzey Amerika Rockwell tarafından Tulsa, Oklahoma'da üretildi. Edward A. Beasley, IU Program Müdürüydü.

IU, mavi flanşın hemen üzerindeki alüminyum yüzeyde 1-24 numaraları ile iç kısımda işaretlenmiş 24 konuma bölünmüştür.

Rehberlik ve kontrol

ST-124-M3 atalet platformunda çizim

Saturn V fırlatma aracı, IU'da bulunan navigasyon, rehberlik ve kontrol ekipmanı tarafından yönlendirildi. Bir uzay stabilize platform ( konum 21'deki ST-124-M3 atalet platformu ) ivme ve konumu ölçtü. Bir fırlatma aracı dijital bilgisayarı (konum 19'da LVDC) rehberlik denklemlerini çözdü ve bir analog uçuş kontrol bilgisayarı (konum 16) aracı yönlendirmek için komutlar verdi.

Aracın tutumu üç eksen açısından tanımlandı:

  • Yuvarlanma ekseni (X) kuyruktan buruna kadar uzanır ve fırlatma sırasında dikeydi.
  • Eğim ekseni (Y), yuvarlanma eksenine dik açıdadır ve IU'nun dışında, konum 21'in dışında, görünüm portunun üzerinde +Y ile işaretlenir.
  • Sapma ekseni (Z), hem eğim hem de yuvarlanma eksenine dik açıdadır ve konum 3'ün dışında +Z ile işaretlenmiştir.

ST-124-M3-atalet platformu üç içeren yalpa çemberleri : sapma hareketi veya Z ekseni etrafında ° ± 45 dönebilir (rulo ile ilgili 360 ° döndürmek ya da X, aracın eksenine olabilir) merceğe, orta gimbalinin ( araç) ve iç veya atalet gimbal (aracın eğimi veya Y ekseni etrafında 360° dönebilen). İç gimbal, birkaç bileşenin sabitlendiği bir platformdur:

  • İki dikey hizalama sarkaç, iç yalpalamayı dengelemek için platform gyro tork jeneratörlerine sinyaller üreten yer destek ekipmanına fırlatılmadan önce sinyaller gönderdi. Dikey hizalama sistemi, platformu ±2,5 ark saniyelik bir hassasiyetle düzleştirdi .
  • İki prizmalar , sabit diğeri servo -Bunlardan harici ile kullanılmıştır theodolite ayarlamak için görünüm dışında bir yerde 21 ile görüşlü azimut lansmandan önce iç yalpalığının. Azimut, ±5 ark saniyelik bir hassasiyete ayarlanabilir.
  • Üç adet tek serbestlik dereceli jiroskopun giriş eksenleri ortogonal bir atalet koordinat sistemi boyunca hizalanmıştır . Her bir jiroskopun çıkış eksenine sabitlenmiş üç sinyal üreteci, tork bozulmalarıyla orantılı elektrik sinyalleri üretti . Sinyaller, gimbal pivot servotork motorlarında sonlandırılan servo elektronikler aracılığıyla iletildi. Servolooplar, iç yalpa çemberini atalet boşluğunda dönel olarak sabit tuttu. Yani araç yuvarlanırken, yalpalarken ve yalpalarken, iç yalpa lansmandan hemen önce ayarlandığı konumda kaldı. Fırlatma ve yörünge süreci sırasında çevrilmesine rağmen, rotasyonel olarak sabitlendi.
  • Üç entegre ivmeölçer , aracın tahrikinden kaynaklanan hızın üç bileşenini ölçtü. İvmeölçer ölçümleri, fırlatma aracı veri adaptörü (konum 19'da LDVA) aracılığıyla LVDC'ye gönderildi. LVDC'de ivmeölçer ölçümleri, aracın hızını ve konumunu elde etmek için hesaplanan yerçekimi ivmesi ile birleştirildi.

Gimballerin eksenleri üzerindeki açısal konumları, sinyallerini Fırlatma Aracı Veri Adaptörüne (LVDA) gönderen çözücüler tarafından ölçülmüştür . LVDA, LVDC için giriş/çıkış cihazıydı. Bu sinyalleri LVDC tarafından kabul edilebilir hale getirmek için gerekli sinyallerin işlenmesini gerçekleştirdi.

Aracın anlık tutumu, LVDC'de istenen araç tutumu ile karşılaştırılmıştır. LVDC'den gelen tutum düzeltme sinyalleri, uçuş kontrol bilgisayarı tarafından kontrol komutlarına dönüştürüldü. Aracın itme yönünü değiştirmek için tahrik aşamasında motorlar yalpalayarak gerekli itme yönü elde edildi. Bu motorların yalpalaması hidrolik aktüatörlerle sağlandı . Birinci ve ikinci aşamalarda (S-IC ve S-II), dört dıştan takmalı motor, yuvarlanma, yunuslama ve yalpalamayı kontrol etmek için yalpalandı. Üçüncü (S-IVB) kademede sadece bir motor bulunduğundan, motorlu uçuş sırasında yalpa kontrolü için yardımcı bir tahrik sistemi kullanıldı. Yardımcı tahrik sistemi, S-IVB/IU aşamasının kıyı uçuşu sırasında tam durum kontrolü sağlar.

Çevresel kontrol

Çevresel kontrol sistemi (ECS), uçuş öncesi ve uçuş operasyonları sırasında IU ekipmanı için kabul edilebilir bir çalışma ortamı sağlar. ECS aşağıdakilerden oluşur:

  • Elektronik ekipmana sirküle eden soğutma sıvısı sıcaklığını 59° ± 1°F (15 ± 5/9°C) koruyan termal koşullandırma sistemi (TCS).
  • IU/S-IVB ekipman alanında sıcaklık ve basınç ayarlı hava ve gaz halinde nitrojen (hava/GN2) karışımı sağlayan ön kontrol temizleme sistemi.
  • GN2'yi ST-124-M3 atalet platformu gaz yataklarına sağlayan gaz yatağı besleme sistemi.
  • Tehlikeli buharların varlığı için IU/S-IVB ileri kademeler arası alanı izleyen tehlikeli gaz algılama örnekleme ekipmanı

termal şartlandırma

Soğuk plakalar olarak da adlandırılan termal koşullandırma panelleri, hem IU hem de S-IVB aşamasına yerleştirildi (her aşamada on altıya kadar). Her soğuk plaka, bileşen montajında ​​esneklik sağlayan bir ızgara düzeninde dişli cıvata delikleri içerir.

TCS'de dolaşan soğutma sıvısı , ağırlıkça yüzde 60 metanol ve yüzde 40 minerali giderilmiş suyun bir karışımıydı . Her soğuk plaka, en az 420 watt dağıtma yeteneğine sahipti.

Uçuş sırasında, soğuk plakalara monte edilen ekipmanın ürettiği ısı, bir süblimasyon ısı eşanjörü tarafından uzaya dağıtıldı . Bir rezervuardan (su akümülatörü) gelen su, uzayın düşük sıcaklık ve basınç ortamına maruz bırakılmış, önce donup sonra süblimleşerek, ısı eşanjöründen ısı alarak gaz halinde uzaya kaçan su moleküllerine aktarmıştır. Su/metanol, ısı eşanjöründen sirkülasyonla soğutuldu.

Ön kontrol havası/GN2 tahliye sistemi

Uçuştan önce, yer destek ekipmanı (GSE) iç üniteye soğutulmuş, filtrelenmiş havalandırma havası sağlar, göbek panelinin ortasındaki büyük kanaldan girer (konum 7) ve üstte IU etrafında taşınan iki kanala ayrılır. kablo rafında. Bu kanallardan aşağı doğru bakan havalandırma delikleri, havalandırma havasını IU'nun içine bırakır. Yakıt ikmali sırasında, aksi takdirde IU'da birikebilecek itici gazları temizlemek için hava yerine gaz halinde nitrojen sağlandı.

Gaz yatağı beslemesi

Tasarımcılar, tutum ve hızı algılamadaki hataları azaltmak için, yatakları ince bir kuru nitrojen filmi üzerinde yüzdürerek platform jiroskoplarında ve ivmeölçerlerde sürtünmeyi minimuma indirdi. Azot, 3.000 psig'de (inç kare ölçü başına pound, yani bir atmosferin üzerinde psi) (20,7 MPa ) 2 cu ft (56.6 L) gaz tutan bir küreden sağlandı . Bu küre 21 inç (0,53 m) çapındadır ve ST-124-M3'ün solundaki 22 konumuna monte edilmiştir. Tedarik küresinden gelen gaz, sabit platformdaki yataklardan akmadan önce bir filtreden, bir basınç düzenleyiciden ve bir ısı eşanjöründen geçer.

Tehlikeli gaz algılama

Tehlikeli gaz algılama sistemi, araç yakıt ikmali sırasında IU ve S-IVB aşaması ileri bölmelerinde tehlikeli gazların varlığını izler. Gaz dört konumda örneklenmiştir : 1 ve 2, 7 ve 8, 13 ve 14 ve 19 ve 20. tehlikeli gazları algılayabilir.

Acil durum algılama

Acil durum tespit sistemi (EDS), uçuşun hızlandırma aşamalarında, araç arızasına neden olabilecek uçuş aracındaki koşulların ilk gelişimini algıladı. EDS, bu acil durumlara iki yoldan biriyle tepki verdi. Aracın parçalanması yakınsa, otomatik bir iptal dizisi başlatılacaktı. Ancak, acil durum yeterince yavaş gelişiyorsa veya uçuş ekibinin değerlendirip önlem alabileceği nitelikteyse, uçuş ekibine sadece görsel göstergeler verildi. Bir iptal dizisi, otomatik veya manuel olarak başlatıldığında, geri alınamaz ve tamamlanana kadar çalıştırılırdı.

EDS, araç boyunca dağıtıldı ve IU'daki bazı bileşenleri içeriyor. IU'da 15. konumda kurulu dokuz EDS oranlı jiroskop vardı. Üç eksenin (eğim, yuvarlanma ve sapma) her birini izleyen üç jiroskop, üçlü yedeklilik sağlar. Kontrol sinyali işlemcisi (konum 15), dokuz EDS oranlı jiroskopa güç sağladı ve bunlardan girdiler aldı. Bu girdiler işlendi ve EDS dağıtıcısına (konum 14) ve uçuş kontrol bilgisayarına (konum 16) gönderildi. EDS dağıtıcısı, acil durum koşulları mevcutsa, uzay aracı ekran panellerini acil durum sinyalleriyle donatmak için bir bağlantı kutusu ve anahtarlama cihazı olarak görev yaptı. Ayrıca otomatik durdurma dizisi için röle ve diyot mantığı da içeriyordu. Kalkışta elektronik bir zamanlayıcı (konum 17) etkinleştirildi ve 30 saniye sonra EDS dağıtıcısındaki rölelere enerji verildi ve bu da birden fazla motorun kapatılmasına izin verdi. Bu işlev, aracın fırlatma alanına geri düşmesini önlemek için, fırlatmanın ilk 30 saniyesinde engellendi. Otomatik iptal engellenmişken, bir açısal aşırı hız veya iki motor çalışmıyor durumu ortaya çıkarsa, uçuş ekibi manuel iptal başlatabilir.

radyo iletişimi

IU, çeşitli amaçlar için sürekli olarak radyoyla iletişim kurdu. Ölçüm ve telemetri sistemi, Satürn V'deki dahili süreçler ve koşullar hakkındaki verileri iletti. İzleme sistemi, araç konumunu belirlemek için Görev Yer İstasyonu (MGS) tarafından kullanılan verileri iletti. Telsiz komut sistemi, MGS'nin IU'ya kadar komut göndermesine izin verdi.

Ölçüm ve telemetri

IU'da yaklaşık 200 parametre ölçüldü ve yere iletildi.

  • Fırlatma aracının fırlatılmadan önce teslim alınmasına yardımcı olmak,
  • Araç durumunu belirlemek ve uçuş sırasında alınan komutları doğrulamak ve
  • Görevin uçuş sonrası analizini kolaylaştırın.

Ölçülen parametreler hızlanma , açısal hız , akış hızı , konum , basınç , sıcaklık , voltaj , akım , frekans ve diğerlerini içerir. Sensör sinyalleri, ölçüm raflarında bulunan yükselticiler veya dönüştürücüler tarafından koşullandırıldı . IU'da 1, 9 ve 15 konumlarında dört ölçüm rafı ve her birinde yirmi sinyal koşullandırma modülü vardır. Koşullu sinyaller, konum 10'daki ölçüm dağıtıcısı tarafından atanan telemetri kanalına yönlendirildi. İki telemetri bağlantısı vardı. İki IU telemetri bağlantısının yaklaşık 200 ayrı ölçümü işleyebilmesi için bu bağlantıların paylaşılması gerekir. Bunu gerçekleştirmek için hem frekans paylaşımı hem de zaman paylaşımlı çoğullama teknikleri kullanıldı. Kullanılan iki modülasyon tekniği darbe kodu modülasyonu/frekans modülasyonu (PCM/FM) ve frekans modülasyonu/frekans modülasyonu (FM/FM) idi.

IU telemetri sisteminde, konum 9 ve 10'a monte edilmiş iki Model 270 zaman paylaşımlı çoklayıcı (MUX-270) kullanıldı. her biri saniyede 12 kez örneklenen 10 alt kanal oluşturmak için bireysel birincil kanalların alt çoğullanması. MUX-270'ten gelen çıkışlar, 12. konumdaki PCM/DDAS montaj modeli 301'e gider ve bu da 245.3 MHz PCM VHF vericisini çalıştırır.

FM/FM sinyalleri 28 alt taşıyıcı kanalda taşındı ve bir 250,7 MHz FM vericisi tarafından iletildi.

Hem FM/FM hem de PCM/FM kanalları, IU dış konumları 10 ve 22'nin karşı taraflarındaki iki telemetri antenine bağlanmıştır.

izleme

IU tarafından taşınan C-bant radar transponderleri , aracın yörüngesini belirlemek için kullanılan yere izleme verileri sağladı . Transponder, yer istasyonlarından kodlanmış veya tek darbeli sorgulama aldı ve aynı frekans bandında (5,4 ila 5,9 GHz ) tek darbeli bir yanıt iletti . Almak ve iletmek için ortak bir anten kullanıldı. C-bant transponder antenleri, CCS PCM çok yönlü alıcı antenlerinin hemen altında, konum 11 ve 23'ün dışındadır.

radyo komutu

Yer istasyonlarından LVDC'ye dijital veri iletimi için sağlanan komut iletişim sistemi (CCS). Bu iletişim bağlantısı, kılavuz bilgilerini güncellemek veya LVDC aracılığıyla belirli diğer işlevleri komuta etmek için kullanıldı. Komuta verileri , Houston'daki Görev Kontrol Merkezi'nden alındı ​​ve fırlatma aracına iletilmek üzere uzak istasyonlara gönderildi. Komut mesajları yerden 2101.8 MHz'de iletildi. Alınan mesaj komut kod çözücüye (konum 18) iletildi, burada LVDC'ye iletilmeden önce orijinalliği kontrol edildi. Mesaj alındısının doğrulanması, IU PCM telemetri sistemi aracılığıyla gerçekleştirildi. CCS sistemi beş anten kullandı:

  • Konum 3-4 dışında tek yönlü anten,
  • 11 ve 23 nolu konumların dışında iki adet çok yönlü verici anten ve
  • 12 ve 24 nolu konumların dışında iki omni alıcı anten.

Güç

Uçuş sırasındaki güç, nominal voltajı 28±2 vdc olan dört gümüş-çinko pil ile sağlanır. D10 pili 5 konumunda bir rafta oturuyordu, D30 ve D40 pilleri 4 konumunda raflardaydı ve D20 pili 24 konumundaydı. İki güç kaynağı, düzenlenmemiş pil gücünü düzenlenmiş 56 vdc ve 5 vdc'ye dönüştürdü. 56 vdc güç kaynağı konum 1'deydi ve ST-124-M3 platform elektronik tertibatına ve ivmeölçer sinyal koşullandırıcıya güç sağladı. 12. lokasyondaki 5 vdc güç kaynağı, IU ölçüm sistemine 5 ±.005 vdc sağladı.

Galeri

Bu görüntüler İÜ'nün gelişimini gösteriyor. İlk dört Satürn lansmanında bir IU yoktu, ancak ilk aşamanın üstüne kurulu rehberlik, telemetri ve diğer ekipmanlar kullanıldı.

İlk IU, beşinci Satürn fırlatma SA-5'te uçtu ve 12 fit 10 inç (3.91 m) çapında ve 4 fit 10 inç (1.47 m) yüksekliğindeydi. Taşıdığı bileşenler basınçlı kaplardaydı. Bu sürüm SA-5, SA-6 ve SA-7'de uçtu. SA-8, -9 ve -10 misyonları tarafından taşınan IU, yalnızca 2 fit 10 inç (0.86 m) yüksekliğindeydi ve basınçlı değildi.

Saturn IB ve Saturn V fırlatmalarıyla birlikte, 21,6 fit (6,6 m) çapında ve 3 fit (0,91 m) yüksekliğinde üçüncü bir versiyon kullanıldı. Alet ünitesinin bu fotoğraflarının karşılaştırılması, bu versiyon tarafından taşınan bileşenlerin konfigürasyonunun göreve bağlı olarak değiştiğini göstermektedir. Bazı donanımlar silindi (örneğin, Azusa takip sistemi sonraki IU'lardan silindi), bazı donanımlar eklendi (örneğin, daha uzun görevler için dördüncü bir pil) ve diğer bileşenler taşındı.

Bu görüntüler ayrıca bazı bileşenlerin (örneğin piller, ST-124 atalet platformu) S-IVB üçüncü aşamasının üzerine VAB'de istiflendikten sonra IU'ya takıldığını da göstermektedir.

  • Satürn I araçları karşılaştırıldı. SA-1 ila -4'te IU yok; SA-5'ten -7'ye sürüm 1; SA-8 ila -10'da sürüm 2.

  • Satürn I konfigürasyonu

  • Satürn IB yapılandırması

  • Enstrüman ünitesinden önce, Satürn kılavuz bileşenleri bidonlarda bulunuyordu.

  • S-1 aşamasının ön ucuna monte edilen bidonlar

  • Ön uçta bidonlu S-1 aşaması

  • IU sürüm 1 boyutları

  • Enstrüman ünitesinin 1. versiyonunun maketi

  • Enstrüman ünitesinin 1. versiyonunun ayrıntılı görünümü

  • IU'nun 1 ve 2 sürümleri

  • Marshall Uzay Uçuş Merkezi Binası 4705'te Erken alet ünitesi

  • IU, Huntsville'deki IBM fabrikasında

  • Huntsville'deki IBM tesisinde dört IU

  • IU-501, Apollo 4 görevinde uçtu

  • VAB'de aşağıdan IU-501

  • Apollo 4 görevi için yığında S-IVB'nin üstünde IU-501 (SA-501)

  • 14 Temmuz 1967'de VAB'de S-IVB aşamasının üzerinde IU-502

  • Apollo/Saturn V Center'da sergilenen SA-514 IU

Referanslar

Satürn

  • Bilstein, Roger E. (1980). Satürn'ün Aşamaları: Apollo/Satürn Fırlatma Araçlarının Teknolojik Tarihi. NASA SP-4206. ISBN  0-16-048909-1 . Çevrimiçi olarak kullanılabilir: HTML veya PDF
  • David S.Akens. '' Satürn Resimli Kronoloji. Satürn'ün İlk On Bir Yılı: Nisan 1957'den Nisan 1968'e kadar. NASA - Marshall Uzay Uçuş Merkezi, MHR-5, 20 Ocak 1971. Çevrimiçi olarak erişilebilir: HTML
  • "Satürn Ben Özeti." SA-1'den SA-10'a kadar olan görevleri kapsayan, 15 Şubat 1966 tarihli Satürn I programının 43 sayfalık popüler hesabı. NTRS'den çevrimiçi olarak edinilebilir: PDF
  • "Satürn V Basın Kiti." Satürn V, birinci aşama, F-1 motoru, ikinci aşama, J-2 motoru, alet ünitesi, tesisler, testler, araç montajı ve fırlatma, program yöneticisi, uçuş geçmişi, STS-1, yükleniciler, sözlük ve dizin ile ilgili belgeleri içerir. . Çevrimiçi olarak kullanılabilir: HTML
  • "Apollo "A"/Satürn C-1 Fırlatma Aracı Sistemi". NASA MSFC Satürn Sistemleri Ofisi, 17 Temmuz 1961. 410 sayfa. NASA TM X-69174. MOR-MSAT-61-5. Çevrimiçi olarak mevcuttur: PDF IU'nun 1. versiyonu hakkında bilgi ve çizimler.
  • Duran, BE "Saturn I/IB Fırlatma Aracı Operasyonel Durumu ve Deneyimi". Otomotiv Mühendisleri Derneği'nin Havacılık ve Uzay Mühendisliği ve İmalat Toplantısında verilen bildiri, Los Angeles, CA, 7-11 Ekim 1968. 30 sayfa. Duran, S-1 güçlendiricinin üreticisi Chrysler için çalıştı.
  • "Satürn'e Adımlar". NASA MSFC, 106 sayfa. Çevrimiçi olarak mevcuttur: PDF MSFC tarafından hidrofor üretimini ve IU'dan önce kılavuz ekipman içeren bidonların kullanımını açıklar.

Apollon

  • Charles D. Benson ve William Barnaby Faherty. Moonport: Apollo Fırlatma Tesisleri ve Operasyonlarının Tarihi. NASA SP-4204, 1978. Çevrimiçi olarak kullanılabilir: HTML
  • "Apollon Programı Özet Raporu." NASA Lyndon B. Johnson Uzay Merkezi, Houston, Teksas, Nisan 1975. JSC-09423. Çevrimiçi olarak kullanılabilir: PDF
  • Ivan D. Ertel, Mary Louise Mors, Jean Kernahan Bays, Courtney G. Brooks ve Roland W. Newkirk. Apollo Uzay Aracı: Bir Kronoloji. NASA SP-4009. Çevrimiçi olarak kullanılabilir: HTML
  • Orloff, Richard W. "Sayılarla Apollo". NASA Tarih Bölümü, Washington, DC, 2000. NASA SP-2000-4029. 345 sayfa. Çevrimiçi olarak mevcuttur: HTML Ekleri kullanışlıdır.
  • "Apollo Programı Uçuş Özeti Raporu Apollo Görevleri AS-201'den Apollo 16'ya". NASA İnsanlı Uzay Uçuşu Ofisi, Birleşmiş Milletler 1972. 125 sayfa. Çevrimiçi olarak kullanılabilir: PDF

Belirli görevler

  • "Satürn SA-1 Uçuş Değerlendirmesi". NASA MSFC, 14 Aralık 1961. MPRSAT- WF-61-8. Çevrimiçi olarak mevcuttur: PDF IU'dan önceki Satürn rehberlik sistemini açıklar.
  • Brandner, FW "Satürn Aracı SA-2 ile İlgili Teknik Bilgi Özeti". 5 Nisan 1962 tarihli NASA MSFC Notu. TMX 51831. 16 sayfa. Çevrimiçi olarak mevcuttur: PDF IU'dan önceki Satürn rehberlik sistemini açıklar.
  • "Dördüncü Satürn IB Fırlatma Aracı Test Uçuşu AS-204'ün Sonuçları". NASA MSFC, 5 Nisan 1968. 365 sayfa. MPR-SAT-FE-68-2. NASA TM X-61111. Çevrimiçi olarak erişilebilir: PDF , SA-204 misyonundan alınan verilere dayanarak IU'da yapılan değişiklikleri açıklar.
  • Chrysler Şirketi, Huntsville Bölümü. "Satürn Anten Sistemleri, SA-5". NASA MSFC Astrionics Division Enstrümantasyon Şubesi, 18 Haziran 1963. 439 sayfa. Çevrimiçi olarak mevcuttur: PDF IU'nun 1. sürümünün bazı yönlerini açıklar.
  • Weichel, HJ "SA-8 Uçuş Testi Veri Raporu". NASA Teknik Memorandumu TM X-53308. 2 Ağustos 1965. Çevrimiçi olarak mevcuttur: PDF Buna göre, aktif yönlendirme sisteminde ASC-15 ve ST-90 kullanılırken, ST-124 yolcu sisteminin bir parçasıydı.
  • "Satürn V Uçuş Kılavuzu SA-507." 5 Ekim 1969 tarihli Saturn-Apollo 507'nin 244 sayfalık açıklaması. Alet birimi hakkında bir bölüm içerir (Bölüm VII, PDF sayfa 149). Çevrimiçi olarak mevcut: PDF

Enstrüman ünitesi

  • IBM. "Alet Birimi Sistem Açıklaması ve Bileşen Verileri." Bu, Tablo 1'de IU-201 ila -212 ve IU-501 ila -515 için tüm bileşenleri ada, parça numarasına, referans tanımına ve konumuna göre listeler. Ayrıca birçok bileşenin fotoğraflarını içerir. Değişiklik geçmişi sayfası, en sonuncusu IU-508'in piyasaya sürüldüğü Ocak 1970 olmak üzere altı değişikliği listeler.
  • "Alet Birimi Bilgi Sayfası." IU-505'in Cape Canaveral'a teslim edildiği zaman hakkında, Aralık 1968 tarihli 8 sayfalık Satürn V Haber Referansı. Çevrimiçi olarak kullanılabilir: PDF
  • "Satürn Alet Birimi." Boeing tarafından hazırlanan Nisan 1968 tarihli 102 sayfalık bir IU açıklaması.
  • "Satürn Fırlatma Araçları için Astrionics Sistemi El Kitabı." 1 Kasım 1968 tarihli, enstrüman ünitesinin fonksiyonlarının ve alt sistemlerinin çoğunun 417 sayfalık açıklaması. Çevrimiçi olarak mevcuttur: PDF
  • Lowery, İK "Satürn Alet Birimi Komuta Sistemi". NASA MSFC Huntsville, Alabama, 22 Ekim 1965. 45 sayfa. Teknik Memorandum X- 53350. Çevrimiçi olarak mevcuttur: PDF
  • "Saturn IB/V Enstrüman Birimi Enstrümantasyon Sistemi Açıklaması". International Business Machines, Federal Systems Division, Huntsville, Alabama, 1 Haziran 1966. 119 sayfa. IBM No. 65-966-0021, MSFC No. III-5-509-1. Çevrimiçi olarak mevcuttur: PDF IU'nun dönüştürücülerini, ölçüm sistemini ve telemetri işlevini açıklar.

Enstrüman ünitesi kılavuzu

  • Herman E. Thomason. "ST-124M Atalet Platformu Sisteminin Genel Açıklaması." NASA TN D-2983, Eylül 1965 tarihli. 93 sayfa. Bu, IU hakkındaki çoğu PDF belgesinden daha net rakamlara sahiptir ve jiroskopların ve gaz yataklarının iç kısımlarının en iyi görünümlerini sağlar. Çevrimiçi olarak mevcut: PDF
  • Walter Haeussermann . "Satürn Fırlatma Aracının Navigasyon, Rehberlik ve Kontrol Sisteminin Tanımı ve Performansı." NASA TN D-5869, Temmuz 1970 tarihli. 52 sayfa. Çevrimiçi olarak kullanılabilir: PDF
  • Richard L. Moore ve Herman E. Thomason. "ST-124 Stabilize Platformun Gimbal Geometrisi ve Tutum Algılaması." NASA TN D-1118, Mayıs 1962 tarihli. ST-124'ün açıklayıcı olmaktan ziyade erken ve matematiksel bir hesabı. Bu tarihte ST-124 4 gimballi bir konsept iken, uçan versiyonda sadece 3 gimbal vardı. Çevrimiçi olarak kullanılabilir: PDF
  • "Satürn V Fırlatma Aracı Dijital Bilgisayarı. Cilt 1: Genel Açıklama ve Teori." IBM, 30 Kasım 1964. 4 Ocak 1965'te değiştirildi. 256 sayfa. Çevrimiçi olarak kullanılabilir: PDF
  • "Saturn V Fırlatma Aracı Dijital Bilgisayarı için Laboratuvar Bakım Talimatları." Cilt 1, 2, 4 Ocak 1965 tarihli. 256 sayfa.
  • Decher, Rudolf. "Satürn Fırlatma Araçlarının Astrionik Sistemi". NASA MSFC Huntsville, Alabama, 1 Şubat 1966. 180 sayfa. NASA TM X- 53384. Çevrimiçi olarak mevcuttur: PDF
  • Lyons, RE ve Vanderkulk, W. "Bilgisayar Güvenilirliğini Artırmak için Üçlü Modüler Yedeklemenin Kullanımı". IBM Journal, Nisan 1962, s. 200–209. Çevrimiçi olarak mevcuttur: LVDC'nin arkasındaki PDF Teorisi.
  • Stumpf, David K. "Titan II. Soğuk Savaş Füze Programının Tarihi.". Arkansas Üniversitesi Yayınları, Fayetteville, Arkansas, 2000. ISBN  1-55728-601-9 . Titan II'de ve erken Satürn uçuşlarında kullanılan ASC-15 bilgisayarının resmi. ASC-15, LVDC'nin öncülüydü ve IU'dan önce ve en azından IU sürüm 1'de rehberlik bilgisayarıydı.

NASA bilgisayarları

  • Tomayko, James E. "Uzay uçuşunda Bilgisayarlar: NASA Deneyimi". NASA Yüklenici Raporu 182505, Mart 1988. Çevrimiçi olarak erişilebilir: HTML
  • "Uzaydaki Sayısal Bilgisayar Sistemleri". NASA, SP-8070, Mart 1971. Çevrimiçi olarak mevcut: PDF

Notlar

Dış bağlantılar