Saturn V Instrument Unit

Wikipedia
Loikkaa: valikkoon, hakuun
Piirros Saturn V Instrument Unitista.

Saturn V Instrument Unit (suom. instrumenttiyksikkö) oli Saturn V- ja Saturn IB -raketeissa käytetty renkaan muotoinen osa, jossa sijaitsivat raketin ohjausjärjestelmät. Se sijaitsi Saturn V:ssä kolmannen vaiheen (S-IVB) päällä ja Saturn IB:n toisen vaiheen päällä (S-IVB). Yksikön osia olivat muiden muassa digitaalinen tietokone Saturn Launch Vehicle Digital Computer, analoginen lennonohjaustietokone, hätätilanteen tunnistusjärjestelmä, inertiaalinen ohjausalusta, ohjauksen kiihtyvyysanturit ja gyroskoopit.

Instrument Unitin kehitti NASAn Marshall Space Flight Center (MSFC) ja se kehitettiin Saturn I:n vastaavasta.[1]

Yksi käyttämätön yksikkö on näytteillä Steven F. Udvar-Hazy Centerissä Chantillyssä Virginiassa. Sen kyltissä on seuraava kuvaus:

"Astronautit Kuuhun lähettänyt Saturn V -raketti käytti itsenäistä inertiaalista ohjausta, joka ohjasi raketin lentorataa. Raketin ohjausjärjestelmä oli erillään komento- ja kuumoduulien ohjausjärjestelmistä. Se sijaitsi tällaisessa instrumenttiyksikössä, raketin kolmannen vaiheen ja komento- ja kuumoduulien väliin sijoitetussa renkaassa. Yksikkö sisälsi ohjausjärjestelmän peruskomponentit: gyroskoopeilla vakautetun alustan[2], kiihtyvyysanturit, digitaalisen tietokoneen ja ohjauselektroniikkaa sekä tutkan, telemetrian ja muita yksiköitä. Instrumentointiyksikön gyroskoopeilla vakautettu alusta perustui saksalaisen V-2 -raketin vastaavaan. Se oli Bendix Corporationin valmistama, kun taas IBM suunnitteli ja rakensi yksikön digitaalisen tietokoneen."

Instrumenttiyksikön tekniset ominaisuudet[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

  • Halkaisija: 6,6 m
  • Korkeus: 914 mm
  • Laukaisumassa: 1 996 kg

Kehitys[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Saturn I-lennoissa SA-1:sta SA-4:een (Block I) ei ollut instrumenttiyksikköä (IU), vaan ohjaus- ja säätölaitteistot olivat kanistereissa ensimmäisen vaiheen (S-I) päällä. Siinä oli Redstone- ja Titan II-ohjuksissa käytettyä laitteistoa.[3]

Ensimmäinen IU versio 1 oli lennolla SA-5, ensimmäisessä Saturn I Block II:n laukaisussa. Sen halkaisija oli 3,9 m ja korkeus 1,5 m. Sen suunnitteli ja valmisti MSFC. Ohjaus-, telemetria-, seuranta- ja sähkövoimakomponentit olivat neljässä paineistetussa sylinterin muotoisessa säiliössä, jotka oli kiinnitetty pyörän puolien tapaan keskiöön.[4]

IU:n versio 2 oli ensimmäisen kerran mukana lennolla SA-8. Se oli saman levyinen kuin versio 1 mutta 0,86 m korkeampi. Paineistettujen säiliöiden sijaan komponentit oli yksikön massan pienentämiseksi ripustettu sylinterin muotoisen yksikön sisäseinämään.[5]

Viimeisin versio 3 oli 6,6 m halkaisijaltaan ja 0,91 korkeudeltaan. Sen kehitti MSFC mutta valmisti IBM Huntsvillen tehtaassaan. Versio 3:a käytettiin kaikilla Saturn IB- ja Saturn V -lennoilla. Tämä versio on näytteillä Washingtonissa, Huntsvillessä, Houstonissa ja Cape Canaverallissa.

Lennot[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Saturn-laukaisuhistoria [6]
Raketti Aluksen tunnus Lento Laukaisupäivä Laukaisualusta IU-versio
Saturn I SA-1 SA-1 1961-10-2727. lokakuuta 1961 34 -
Saturn I SA-2 SA-2 1962-04-2525. huhtikuuta 1962 34 -
Saturn I SA-3 SA-3 1962-11-1616. marraskuuta 1962 34 -
Saturn I SA-4 SA-4 1963-03-2828. maaliskuuta 1963 34 -
Saturn I SA-5 SA-5 1964-01-2929. tammikuuta 1964 37B 1
Saturn I SA-6 A-101 1964-05-2828. toukokuuta 1964 37B 1
Saturn I SA-7 A-102 1964-09-1818. syyskuuta 1964 37B 1
Saturn I SA-9 A-103 1965-02-1616. helmikuuta 1965 37B 2
Saturn I SA-8 A-104 1965-05-2525. toukokuuta 1965 37B 2
Saturn I SA-10 A-105 1965-07-3030. heinäkuuta 1965 37B 2
Saturn IB SA-201 AS-201 1966-02-2626. helmikuuta 1966 34 3
Saturn IB SA-203 AS-203 1966-07-055. heinäkuuta 1966 37B 3
Saturn IB SA-202 AS-202 1966-08-2525. elokuuta 1966 34 3
Saturn V SA-501 Apollo 4 1967-10-099. lokakuuta 1967 39A 3
Saturn IB SA-204 Apollo 5 1968-01-2222. tammikuuta 1968 37B 3
Saturn V SA-502 Apollo 6 1968-04-044. huhtikuuta 1968 39A 3
Saturn IB SA-205 Apollo 7 1968-10-1111. lokakuuta 1968 34 3
Saturn V SA-503 Apollo 8 1968-12-2121. joulukuuta 1968 39A 3
Saturn V SA-504 Apollo 9 1969-03-033. maaliskuuta 1969 39A 3
Saturn V SA-505 Apollo 10 1969-05-1818. toukokuuta 1969 39B 3
Saturn V SA-506 Apollo 11 1969-07-1616. heinäkuuta 1969 39A 3
Saturn V SA-507 Apollo 12 1969-11-1414. marraskuuta 1969 39A 3
Saturn V SA-508 Apollo 13 1970-04-1111. huhtikuuta 1970 39A 3
Saturn V SA-509 Apollo 14 1971-01-3131. tammikuuta 1971 39A 3
Saturn V SA-510 Apollo 15 1971-07-2626. heinäkuuta 1971 39A 3
Saturn V SA-511 Apollo 16 1972-04-1616. huhtikuuta 1972 39A 3
Saturn V SA-512 Apollo 17 1972-12-077. joulukuuta 1972 39A 3
Saturn V SA-513 Skylab 1 1973-05-1414. toukokuuta 1973 39A 3
Saturn IB SA-206 Skylab 2 1973-05-2525. toukokuuta 1973 39B 3
Saturn IB SA-207 Skylab 3 1973-07-2828. heinäkuuta 1973 39B 3
Saturn IB SA-208 Skylab 4 1973-11-1616. marraskuuta 1973 39B 3
Saturn IB SA-210 ASTP 1975-07-1515. heinäkuuta 1975 39B 3

Lennon vaiheet[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Saturn-lentojen [7] [8] [9] rakenne vaihteli suuresti eri lentojen välillä. Kaikki lennot alkoivat kuitenkin samalla lailla. Liikkeellelähdön rauhoittamiseksi rakettia pidettiin kiinni ja sen lähtöä hidastettiin ensimmäisen 0,15 m matkalla pitämällä siitä kiinni ensimmäisen vaiheen tyvestä neljästä kohdasta.

Raketin ohitettua laukaisutornin raketin tietokoneeseen (LVDC) asennettu lento-ohjelma komensi raketin tekemään roll-liikkeen ja välittömästi perään pitch-liikkeen. Näillä liikkeillä raketti suunnattiin oikeaan atsimuuttiiin. S-IC -vaiheen loppuun saakka raketin ohjaus kulki ennakkoon ohjelmoidun ohjelman mukaan, jossa tiettyinä ajan hetkinä suoritettiin tietyt toiminnot mittauksiin perustumatta.

Ensimmäisen vaiheen sammutus ja irrotus tapahtui, kun IU sai signaalin siitä, että polttoaineen pinta oli laskenut ennakkoon määritetyn tason alle. Toisen ja kolmannen vaiheen poltto riippui sitten sekä aika- että ohjausmittauksista. Tavoitteena oli oikea kohdekiertorata ja samalla polttoaineen kulutus pyrittiin minimoimaan.

Myös toisen vaiheen sammutus ja irrotus tehtiin, kun polttoaineen pinta laski tiettyyn tasoon. Tässä vaiheessa raketti oli jo saavuttanut suunnilleen ratakorkeutensa. Kolmannella vaiheella sitten muotoiltiin parkkikiertorata pyöreämmäksi.

Miehitetyillä lennoilla raketti kiersi Maan 2–4 kertaa samalla, kun miehistö teki muiden muassa järjestelmien tarkistuksia ja maa-asemat seurasivat sitä. Puolitoista tuntisen alkulennon aikana seuranta-asemat muodostivat arvioita raketin sijainnista ja nopeudesta. Yhdessä näistä saatiin nk. tilavektori. Viimeisimmät arvot lähetettiin IU:n ohjausjärjestelmään ja komentomoduulin tietokoneeseen. Kun Kuu, Maa ja raketti saavuttivat optimaalisen sijainnin toistensa suhteen kolmas vaihe sytytettin uudestaan, tehtiin nk. TLI eli translunar injectionsuomenna?, ja se lähetti raketin kohti Kuuta. Esimerkiksi Apollo 15:llä tämä poltto kesti 5 min 55 s.

TLI:n jälkeen suoritettiin transponointi, telakointi ja irtaantuminen manööverit. Tämä toimenpide oli miehistön ohjauksessa, mutta IU piti S-IVB vaiheen ja IU:n vakaana, samalla kun komento/huoltomoduuli (CSM) irroitettiin rakettivaiheesta, käännettiin 180 astetta ja telakoitiin kuumoduuliin (LM). Kun CSM ja LM oli yhdistetty tusinalla salvalla alus irroittaui rakettivaiheesta.

IU:n viimeinen tehtävä oli ohjata hyvin pienellä toimenpiteellä S-IVB/IU -rakettivaihe pois aluksen radalta. Ensimmäisten lentojen S-IVB/IU ohjattiin korkealle Maan kiertoradalle tai Auringon kiertoradalle, kun taas Apollo 13, 14, 15, 16, ja 17 lennoilla se ohjattiin törmäämään Kuuhun. Aiemmilla lennoilla (11, 12, 14, 15 ja 16) Kuuhun jätetyillä seismometreillä havainnointiin sitten näiden impaktien seurauksia ja selvitettiin Kuun sisäistä rakennetta.

Alijärjestelmät[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

IU koostuu kuudesta alijärjestelmästä. Ne ovat runko, ohjaus- ja hallintajärjestelmä, ympäristönhallinta, hätätilanteiden paljastaminen, radioyhteys (telemetria, seuraunta ja ohjaus), ja sähköjärjestelmä.

Runko[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Saturn V:n IU

IU:n perusrakenne on lyhyt sylinteri, 0,91 m korkea ja 6,6 m halkaisijaltaan. Rengas on alumiiniseoksesta valmistettu, 2,4 cm paksu ja hunajakennomainen rakenteeltaan. Runko koostuu kolmesta 120 asteen osasta, jotka yhdistetään toisiinsa liitoslevyillä. Renkaan ylä- ja alaosa on tehty ekstruusiolla tehdyistä alumiinikanavista, jotka on kiinnitetty hunajakennorakenteeseen. Tällaisessa konstruktiolla saavutetaan suuri lujuus/massa-suhde sekä akustien eristyskyky ja lämmönsiirtyvyys. IU:n runkorakenteen tulee kantaa sen sisäreunalle kiinnitetty instrumentointi ja sen yllä oleva Apollo-avaruusalus (komento- huolto ja kuumoduuli, sekä pelastustorni). IU jaetaan 24 kohtaan.

Ohjaus- ja säätöjärjestelmä[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Saturn V-raketin ohjauksesta vastasi IU:n sijaitsevat navigointi-, ohjaus- ja säätöjärjestelmät. Vakautettu platformsuomenna? (ST-124-M3 kohdassa 21) mittasi kiihtyvyyttä ja korkeutta. Raketin digitaalinen tietokone (LVDC kohdassa 19) laski ohjausyhtälöt ja analoginen ohjaustietokone (kohdassa 16) määräsi ohjauskäskyt.

Raketin asento määritettiin kolmen akselin suhteen:

  • roll-akseli (X), joka kulkee raketin perästä keulaan ja joka lähdössä on pystyssä.
  • pitch-akseli (Y), joka on suorassa kulmassa roll-akseliin ja joka on merkitty IU:n ulkoreuraan (+Y).
  • yaw-akseli (Z), joka on suorassa kulmassa sekä pitch- että roll-akseliin ja joka on merkitty IU:n ulkoreunaan kohtaan 3 +(Z).[10]

ST-124-M3 inertial platformissa on kolme sisäkkäin asennettua kardaaniripustusta. Uloin ripustus pystyy pyörimään 360° roll-akselin suhteen. Keskimmäinen ripustus pystyy pyörimään ±45° yaw-akselin suhteen. Sisin ripustus (inertiaaliripustus) pystyy pyörimään 360° pitch-akselin suhteen. Sisimpään ripustukseen (inertiaalitasoon) on kiinnitetty useita komponentteja:

  • Kaksi pystyyn asennettua heiluria, jotka lähettävät signaalin ennen laukaisua Maan tukilaitteistolle, joka puolestaan muodostaa signaalin, joka lähetetään inertiaalitason gyrovääntömomenttigeneraattoreille, jotka suoristivat inertiaalitason ennen lähtöä. Taso oli suorasssa ±2.5 kulmasekuntin tarkkuudella.
  • Kaksi prismaa, joista toinen on kiinnitetty paikalleen ja toinen on servo-ohjattu. Niiden ja ulkoisen teodoliitin avulla inertiaalitason atsimuutti asetettiin kohdalleen ennen laukaisua. Teodoliitti katsoi sisään kohdassa 21 olevasta reiästä. Atsimuutti asetettiin ±5 kulmasekuntintarkkuudella.
  • Inertiaalitason vakauttamiseen käytettiin kolmea tasolle kiinnitettyä yhden vapausasteen gyroskooppia. Yksi mittasi muutosta roll-akselin suhteen, yksi pitch-akselin ja yksi yaw-akselin suhteen. Ne synnyttivät signaalin, joka syötettiin servojärjestelmään, joka puolestaan muutti sisimmän, keskimmäisen ja uloimman ripustuksen pyörimistä siten että se kumosi muutoksen vastaliikkeellä. Näin raketin vaihtaessa asentoa inertiaalitaso pysyi alkuperäisessä asennossaan.
  • Kolme integroivaa kiihtyvyysanturia mittasi kolmen nopeuden komponentin muutosta raketin kiihdyttäessä. Niiden mittaustulokset lähetettiin adapterin läpi (launch vehicle data adapter eli LDVA kohdassa 19) LVDC:lle. LVDC:ssä tulokset yhdistettiin laskettuun gravitationaaliseen kiihtyvyyteen ja näin saatiin raketin nopeus ja sijainti.

Kardaaniripustusten kulmat mitattiin ja ne lähetettiin LVDA:lle. LVDA on sisääntulo/ulostulo-laite, joka muokkaa signaalia LVDC:n hyväksymään muotoon. Raketin asentoa verrattiin LVDC:ssä haluttuun asentoon. AVDC:n lähettämät asennonkorjauskomennot muutettiin ohjauskäskyiksi lennonohjaustietokoneessa. Työntövoiman suunnan ja siten raketin asentoa muokattiin kääntämällä rakettin moottoreita hydraulisilla aktuaattoreilla. Ensimmäisessä (S-IC) ja toisessa (S-II) vaiheessa neljä ulointa moottoria oli käännettävissä keskimmäisen ollessa kiinnitettynä suuntaansa. Kolmannessa vaiheessa (S-IVB) oli vain yksi moottori, joten sen ohjaamiseen käytettiin apupropulsiojärjestelmää.

Ympäristönhallinta[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Ympäristönhallintajärjestelmä (environmental control system eli ECS) huolehti IU:n komponenteille soveltuvien olosuhteiden ylläpitämisestä ennen lentoa ja lennon aikana. Siinä oli seuraavat osat:

  • Lämmönhallintajärjestelmä (thermal conditioning system TCS) pitää elektroniikkaa jäähdyttävän jäähdytteen lämpötilan 15 ± 5/9 °C.
  • Ennenlentoa toimiva puhdistusjärjestelmä ylläpitää lämpötilaltaan ja paineeltaan säädeltyä ilman ja typen seosta IU:n komponenttien toimialueella.
  • Kaasumaisen typen jakelujärjestelmä ylläpitää ST-124-M3:n kaasulaakereita.
  • Vaarallisten kaasujen paljastuslaitteisto tarkkailee IU:n aluetta vaarallisen kaasujen varalta.

Lämmönhallintajärjestemä[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Lämmönhallintajärjestemän paneelit sijaitsevat IU:ssa ja S-IVB -rakettivaiheessa, 16 kummassakin. Paneeleissa virtaava jäähdyteseos on 60% metanolia ja 40% demineralisoitua vettä massaprosentteina. Kukin paneeli pystyi haiduttamaan lämpöä vähintään 420 W.

Lämpöä poistettiin avaruuteen sublimoitumiseen perustuvalla lämmönvaihtimella. Vesisäiliön veden pinta altistettiin avaruuden matalille lämpötiloille ja paineille, jolloin se jäätyi ja sen jälkeen sublimoitui. Sublimoitunut vesi karkasi avaruuteen ja vei mukanaa lämpöä jäljellejääneestä vedestä. Vesi/metanoli -seos sitten kiersi näissä lämmänsiirtimissä.

Ennen lentoa toimiva puhdistusjärjestelmä[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Ennen lentoa Maassa oleva tukijärjestelmä (ground support equipment GSE) toimitti jäähdytettyä ja suodatettua ilmaa IU:hun suuren kanavan kautta. IU:n kohdassa 7 kanava haarautui kahteen kaapelihyllyä pitkin IU:n ympäri kiertäneeseen kanavaan. Ilma vapautettiin kanavan alaosan aukoista IU:n sisään. Tankkauksen aikana puhallettiin typpeä ilman sijaan, jotta IU:hun ei kasaantuisi ajoainekaasuja.

Kaasulaakereiden ylläpitojärjestelmä[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Asennon ja nopeuden mittaamisessa tapahtuvan virheen vähentämiseksi ohjausjärjestelmän gyroskooppien ja kiihtyvyysanturien laakereita "voideltiin" ohuella typpikaasu kalvolla. Typpi oli 20,7 Mpa paineessa tilavuudeltaan 56.6 l säiliössä. Tämä 0,53 m halkaisijainen pyöreä säiliö on IU:n kohdassa 22. Säiliöstä kaasu kulkee suodattimen paineen säätimen ja lämmönsiirtimen läpi ennen virtaamista laakereihin.

Vaarallisten kaasujen paljastuslaitteisto[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Vaarallisten kaasujen paljastuslaitteisto tarkkailee IU:ta S-IVB:tä vaarallisten kaasujen läsnäolon varalta tankkauksen aikana. Kaasua näytteistettiin kolmessa kohdassa: paneelien 1 ja 2, 7 ja 8, 13 ja 14, sekä 19 ja 20 välissä. Näistä paikoista kaasu johdetaan kohtaan 7, josta se johdettiin edelleen raketin ulkopuoliseen maa-asemen laitteistoon analysoitavaksi.

Hätätilojen tunnistus[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Hätätilojen tunnistusjärjestelmä (emergency detection system eli EDS) aisti raketin tilaa kiihdytysvaiheen aikana. Mikäli raketissa ilmenisi oireita sen tuhoutumisesta, EDS:llä oli kaksi toimintatapaa riippuen ongelman vakavuudesta ja varsinkin sen tapahtumisnopeudesta. Mikäli raketin hajoaminen olisi hyvin lähellä automaattinen keskeytysjärjestelmä käynnistyisi. Jos taas ongelma etenisi hitaasti kohti tuhoutumista ja olisi oletettavissa, että miehistö ehtisi reagoida ja toimia sen korjaamiseksi, EDS lähettäisi vain virheilmoituksen miehistölle. Mikäli keskeytysjärjeltelmä käynnistyisi automaattisesti tai se käynnistettäisiin käsin se kulkisi peruuttamattomasti loppuun saakka.

EDS:n osia oli eripuolilla rakettia, myös IU:ssa. EDS:ään kuuluu yhdeksän gyroskooppia, jotka sijaistevat IU:n kohdassa 15. Näistä kolmella tarkkailtiin kutakin kolmea akselia (pitch, roll ja yaw) eli siinä on kolminkertainen varmistus. IU:n kohdassa 15 sijaitsee myös gyroskooppeille virtaa syöttävä signaaliprosessori, joka myös vastaanottaa gyroskooppien signaalin. Nämä signaalit prosessoitiin ja lähetettiin EDS:n virranjakajalle (kohta 14) ja edelleen lennonohjaustietokoneeseen (kohta 16).

EDS:n virranjakaja toimii liittymälaatikkona ja kytkinlaitteena. Mikäli hätätilannesignaali syntyisi välittäisi se sen aluksen näytölle. Siinä on myös automaattisen keskeytysjärjestelmän rele- ja diodilogiikka. IU:n kohdan 17 elektroninen ajastin käynnistyi lähdössä ja 30 sekuntia myöhemmin se kytki virran ESD:n virranjakajan releisiin, mikä mahdollistaa useiden moottoreiden sammuttamisen. Tällä toiminnolla estettiin automaattinen moottorien sammuttaminen ensimmäisten 30 sekunnin aikana ja siten raketin tippuminen takaisin laukaisualueen lähistöön. Miehistöllä oli kuitenkin mahdollisuus keskeyttää lento manuaalisesti, mikäli kaksi moottoria sammuisi tai raketti kääntyisi liikaa.

Radioyhteys[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

IU kommunikoi radiolla maa-asemaan useista syistä. Mittaus ja telemetriajärjestelmä kommunikoi sisäisten prosessien ja Saturn V:n tilaa koskevaa dataa. Seurantajärjestelmä lähetti dataa maa-asemalle (Mission Ground Station eli MGS), joka määritti raketin sijaintia. Radioyhteys mahdollisit myös MGS:n lähettää komentoja IU:hun.

Mittaus ja telemetria[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

IU mittasi suunnilleen 200 eri parametria ja lähetti ne maa-asemalle. Näiden tarkotuksena oli:

  • Avustaa raketin tarkastuksessa ennen laukaisua.
  • Määrittää raketin kunto ja varmentaa vastaanotetut komennot lennonaikana.
  • Helpottaa lennon lennon jälkeistä analysointia.

Mitattuja suureita ovat muun muassa kiihtyvyys, kulmanopeus, virtausnopeus, sijainti, paine, lämpötila, jännite, virta ja taajuus. Antureiden signaaleja muokattiin mittaustelinessä sijaitsevilla vahvistimilla ja muuntimilla. IU:ssa on neljä mittaustelinettä kohdissa 1, 9, ja 15 sekä kussakin 20 signaalimuunnintamoduuli kussakin.selvennä Käsitellyt signaalit kanavoitiin kohdan 10 virranjakajalla oikeisiin telemetriakanaviin. IU:ssa oli kaksi telemetrialinkkiä. Noin 200 erillisen mittauksen hoitamiseksi näiden tuli toimia yhdessä. Tämän saavuttamiseksi käytettiin taajuuden ja ajan jakamisen multiplekseriä. Käytetyt kaksi modulointitekniikkaa olivat pulssi/taajuus -modulointi (pulse code modulation/frequency modulation eli PCM/FM) ja taajuus/taajuus -modulointi (frequency modulation/frequency modulation eli FM/FM).

IU:n telemetriajärjestelmässä käytetyt kaksi multipleksiriä ovat kohdissa 9 ja 10. Kumpikin toimii 30x120 -multiplekserinä (30 primäärikanavaa, joista kukin näyteistetään 120 kertaa sekunnissa). Kullakin kanavalla oli alimultiplekseri, joissa oli 10 alikanavaa, joista kutakin samplattiin 12 kertaa sekunnissa. MUX-270:n ulostulosasignaali meni PCM/DDAS-kokoonpanoon IU:n kohdassa 12 ja edelleen 245,3 MHz PCM VHF lähettimeen. FM/FM -signaalit lähetettiin 28:ssa alikanavassa ja lähetettiin 250,7 MHz FM lähettimellä. Sekä FM/FM- että PCM/FM -kanavat olivat yhdistetty telemetriaantenneihin IU:vastakkaisilla puolilla paikkojen 10 ja 22 ulkopinnalla.

Seuranta[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

C-taajuusalueeen tutkan toisiotutkavastain lähetti maa-asemalle seurantadataa, jonka perusteella laskettiin raketin lentorataa. Toisiotutkavastain vastaanotti koodattua tai pulssimaista tiedustelusignaalia maa-asemalta ja lähetti yksittäistä pulssia vastaukseksi samalla taajuusalueella (5,4–5,9 GHz). Vastaanottamiseen käytettiin yhteistä antennia, joka sijaitsee kohtien 11 ja 12 ulkopuolella.

Radio-ohjaus[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Ohjauksen kommunikointijärjestelmä (command communications system eli CCS) toimitti digitaalista dataa maa-asemalta LVDC:lle. Tätä kommunikaatiolinkkiä käytettiin ohjaustiedon päivittämiseen tai muiden toimitojen ohjaamiseen LVDC:n kautta. Ohjausdata oli lähtöisin lennonjohtokeskuksesta (Mission Control Center) Houstonista. Se lähetettiin etäasemille rakettiin lähetettäväksi. CCS kytkettin päälle vasta kiertoradalla.

Komentoviestit lähetettiin Maasta 2101,8 MHz taajuudella. Vastaanotetut viestit ohjattiin dekooderiin (kohta 18), missä sen luotettavuus tarkastettiin ennen ohjaamista LVCD:lle. CCS:käytti viittä antennia:

  • Yksi suunta-antenni kohtien 3-4 ulkopuolella
  • Kaksi lähetysantennia kohtien 11 ja 23 ulkopuolella
  • Kaksi vastaanottoantennia kohtien 12 ja 24 ulkopuolella.

Sähköjärjestelmä[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Lennon aikana IU sai virran neljästä hopea-sinkki -akusta, joiden nimellisjännite on 28±2 vdc. Akku D10 oli hyllyssä kohdassa 5, akut D30 ja D40 olivat hyllyssä kohdassa 4 ja akku D20 kohdassa 24. Kaksi virtalähdettä muunsi säätämättömien akkujen jännitteen 56 vdc:hen ja 5 vdc:hen. 56 vdc:n jännitelähde kohdassa 1 toimitti virtaa ST-124-M3 -tason elektroniikalle ja kiihdytinanturien signaali conditioner{Suomenna|alkuperäinen koko termi:accelerometer signal conditioner}}. 5 vdc:n virtalähde sijaitsi kohdassa 12 ja toimitti 5 ±0,005 vdc:n virtaa mittaujärjestelmään.

Galleria[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Neljässä ensimmäisessä laukaisussa ei ollut erillistä IU:tä vaan ohjaus, telemetria ja muut insturmentit olivat asennettuina ensimmäisen vaiheen päälle. Ensimmäinen IU oli viidennellä Saturn-lennolla SA-5 ja se oli halkaisijaltaan 3,9 m ja 1,5 m korkea. Siinä komponentit olivat paineistetuissa säiliöissä. Sitä käytettiin lennoilal SA-5, SA-6 ja SA-7.

Lentojen SA-8, -9, ja -10 IU oli vain noin 0,86 m korkea eikä se ollut paineistettu. [11]

Kaikilla Saturn IB- ja Saturn V -lennoilla käytettiin kolmatta versiota, joka oli 6,6 m halkaisijaltaan ja 0,91 m korkea. Näiden IU:den laitteisto oli erilaisilla lennoilla erilainen.

Aiheesta muualla[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Saturn[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

  • Bilstein, Roger E. (1980). Stages to Saturn: A Technological History of the Apollo/Saturn Launch Vehicles. NASA SP-4206. ISBN 0-16-048909-1. Available on-line: HTML or PDF
  • David S. Akens. ‘’Saturn Illustrated Chronology. Saturn's First Eleven Years: April 1957 through April 1968’’. NASA - Marshall Space Flight Center, MHR-5, 20 Jan 1971. Available online: HTML
  • “Saturn I Summary.” An 43-page popular account of the Saturn I program, dated 15 February 1966, covering missions SA-1 to SA-10. Available online from NTRS: PDF
  • "Saturn V Press Kit." Includes documents on Saturn V, first stage, F-1 engine, second stage, J-2 engine, Instrument Unit, facilities, testing, vehicle assembly and launch, program manager, flight history, STS-1, contractors, glossary, and index. Available online: HTML
  • "The Apollo "A"/Saturn C-1 Launch Vehicle System". NASA MSFC Saturn Systems Office, 17 July 1961. 410 pages. NASA TM X-69174. MOR-MSAT- 61-5. Available online: PDF Information and drawings about version 1 of the IU.
  • Duran, B.E. "Saturn I/IB Launch Vehicle Operational Status and Experience". Paper given at Aeronautic and Space Engineering and Manufacturing Meeting of the Society of Automotive Engineers, Los Angeles, CA, Oct 7-11, 1968. 30 pages. Duran worked for Chrysler, maker of the S-1 booster.
  • "Steps to Saturn". NASA MSFC, 106 pages. Available online:PDF Describes booster manufacture by MSFC and use of canisters containing guidance equipment before the IU.

Apollo[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

  • Charles D. Benson and William Barnaby Faherty. Moonport: A History of Apollo Launch Facilities and Operations. NASA SP-4204, 1978. Available online: HTML
  • "Apollo Program Summary Report." NASA Lyndon B. Johnson Space Center, Houston, Texas, April 1975. JSC-09423. Available online: PDF
  • Ivan D. Ertel, Mary Louise Mors, Jean Kernahan Bays, Courtney G. Brooks and Roland W. Newkirk. The Apollo Spacecraft: A Chronology. NASA SP-4009. Available online: HTML
  • Orloff, Richard W. "Apollo By The Numbers". NASA History Division, Washington, DC, 2000. NASA SP-2000-4029. 345 pages. Available online: HTML Appendices useful.
  • "Apollo Program Flight Summary Report Apollo Missions AS-201 through Apollo 16". NASA Office of Manned Space Flight, Une 1972. 125 pages. Available online: PDF

Lennot[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

  • "Saturn SA-1 Flight Evaluation". NASA MSFC, December 14, 1961. MPRSAT- WF-61-8. Available online:PDF Describes the Saturn guidance system before the IU.
  • Brandner, F.W. "Technical Information Summary Concerning Saturn Vehicle SA-2". NASA MSFC Memo dated 5 April 1962. TMX 51831. 16 pages. Available online: PDF Describes the Saturn guidance system before the IU.
  • "Results of the Fourth Saturn IB Launch Vehicle Test Flight AS-204". NASA MSFC, 5 April 1968. 365 pages. MPR-SAT-FE-68-2. NASA TM X-61111. Available online: PDF Describes changes to the IU made on the basis of data from mission SA-204.
  • Chrysler Corporation, Huntsville Division. "Saturn Antenna Systems, SA-5". NASA MSFC Astrionics Division Instrumentation Branch, 18 June 1963. 439 pages. Available online: PDF Describes some aspects of version 1 of the IU.
  • Weichel, H.J. "SA-8 Flight Test Data Report". NASA Technical Memorandum TM X-53308. 2 August 1965. Available online:PDF According to this, the ASC-15 and the ST-90 were used in the active guidance system, while the ST-124 was part of the passenger system.
  • “Saturn V Flight Manual SA-507.” A 244-page description of Saturn-Apollo 507, dated 5 October 1969. Includes a chapter about the instrument unit (Section VII, PDF page 149). Available on-line: PDF

Instrument Unit[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

  • IBM. "Instrument Unit System Description and Component Data." This lists, in Table 1, all components by name, part number, reference designation and location for IU-201 to -212 and IU-501 to -515. It also includes photos of many components. The change history page lists six changes, the latest being January 1970, the year IU-508 was launched.
  • “Instrument Unit Fact Sheet.” An 8-page Saturn V News Reference, dated December 1968, about the time IU-505 was delivered to Cape Canaveral. Available online: PDF
  • “Saturn Instrument Unit.” A 102-page description of the IU, dated April 1968, prepared by Boeing.
  • “Astrionics System Handbook for Saturn Launch Vehicles.” A 417-page description of most of the functions and subsystems of the instrument unit, dated 1 November 1968. Available on-line: PDF
  • Lowery, H.R. "Saturn Instrument Unit Command System". NASA MSFC Huntsville, Alabama, 22 October 1965. 45 pages. Technical Memorandum X- 53350. Available online:PDF
  • "Saturn IB/V Instrument Unit Instrumentation System Description". International Business Machines, Federal Systems Division, Huntsville, Alabama, 1 June 1966. 119 pages. IBM No. 65-966-0021, MSFC No. III-5-509-1. Available online:PDF Describes the transducers, measurement system, and telemetry function of the IU.

Instrument Unit Guidance[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

  • Herman E. Thomason. “General Description of the ST-124M Inertial Platform System.” NASA TN D-2983, dated September 1965. 93 pages. This has clearer figures than most of the PDF documents about the IU, providing the best views of the insides of the gyros and gas bearings. Available on-line: PDF
  • Walter Haeussermann. “Description and Performance of the Saturn Launch Vehicle's Navigation, Guidance, and Control System.” NASA TN D-5869, dated July 1970. 52 pages. Available online: PDF
  • Richard L. Moore and Herman E. Thomason. “Gimbal Geometry and Attitude Sensing of the ST-124 Stabilized Platform.” NASA TN D-1118, dated May 1962. An early, and mathematical, rather than descriptive, account of the ST-124. At this date the ST-124 was a 4-gimbal concept, whereas the version that flew had only 3 gimbals. Available online:PDF
  • "Saturn V Launch Vehicle Digital Computer. Volume 1: General Description and Theory." IBM, 30 November 1964. Changed 4 January 1965. 256 pages. Available online: PDF
  • “Laboratory Maintenance Instructions for the Saturn V Launch Vehicle Digital Computer.” Volume 1 of 2, dated 4 January 1965. 256 pages.
  • Decher, Rudolf. "The Astrionics System of Saturn Launch Vehicles". NASA MSFC Huntsville, Alabama, 1 February 1966. 180 pages. NASA TM X- 53384. Available online: PDF
  • Lyons, R.E. and Vanderkulk, W. "The Use of Triple-Modular Redundancy to Improve Computer Reliability". IBM Journal, April 1962, pp. 200-209. Available online: PDF Theory behind the LVDC.
  • Stumpf, David K. "Titan II. A History of a Cold War Missile Program.". University of Arkansas Press, Fayetteville, Arkansas, 2000. ISBN 1-55728-601-9. Picture of the ASC-15 computer used on the Titan II and on early Saturn flights. The ASC-15 was the predecessor of the LVDC, and was the guidance computer before the IU and on IU version 1, at least.

NASA Computers[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

  • Tomayko, James E. "Computers in Spaceflight: The NASA Experience". NASA Contractor Report 182505, March 1988. Available online: HTML
  • "Spaceborne Digital Computer Systems". NASA, SP-8070, March 1971. Available online: PDF

Viitteet[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Käännös suomeksi
Tämä artikkeli tai sen osa on käännetty tai siihen on haettu tietoja vieraskielisen Wikipedian artikkelista.
Alkuperäinen artikkeli: en:Saturn V Instrument Unit
  1. "Instrument Unit Fact Sheet, Saturn V News Reference." Changed December 1968. Page 2.
  2. http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19650025710_1965025710.pdf
  3. ‘’Stages To Saturn’’ Chapter 8.
  4. The Apollo "A"/Saturn C-1 Launch Vehicle System
  5. Saturn I Summary PDF p. 36
  6. ‘’Saturn Illustrated Chronology’’, Appendix H. Moonport, Appendix A. Apollo Program Summary Report, Appendix A.
  7. ”Astrionics System Handbook”, 1 November 1968, MSFC No. IV-4-401-1. IBM No. 68-966-0002. Section 1.3. Saturn V Mission Profile.
  8. ” Instrument Unit Fact Sheet. Saturn V News Reference.” Changed December 1968. Pp. 5-6.
  9. ”Saturn V Flight Manual SA-507.” MSFC-MAN-507. Changed 5 October 1969. P. 2-1 (PDF page 15). Secion II. Performance. Flight Sequence.
  10. ”Astrionics System Handbook”, 1 November 1968, MSFC No. IV-4-401-1. IBM No. 68-966-0002. P. 1.2-1 (PDF p. 15): The old and new coordinate systems are described. The new standard became effective for vehicles 204 and 502 (and subsequent).
  11. "Saturn I Summary." 15 February 1966.