Saturn V Instrument Unit

Kohteesta 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: 6 600 millimetriä
  • Korkeus: 914 millimetriä
  • Laukaisumassa: 1 996 kilogrammaa

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 3 900 ja korkeus 1 500 millimetriä. 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 6 600 halkaisijaltaan ja 910 millimetriä 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 27. lokakuuta 1961 34
SA-2 SA-2 25. huhtikuuta 1962
SA-3 SA-3 16. marraskuuta
SA-4 SA-4 28. maaliskuuta 1963
SA-5 SA-5 29. tammikuuta 1964 37B 1
SA-6 A-101 28. toukokuuta
SA-7 A-102 18. syyskuuta
SA-9 A-103 16. helmikuuta 1965 2
SA-8 A-104 25. toukokuuta
SA-10 A-105 30. heinäkuuta
Saturn IB SA-201 AS-201 26. helmikuuta 1966 34 3
SA-203 AS-203 5. heinäkuuta 37B
SA-202 AS-202 25. elokuuta 34
Saturn V SA-501 Apollo 4 9. lokakuuta 1967 39A
Saturn IB SA-204 Apollo 5 22. tammikuuta 1968 37B
Saturn V SA-502 Apollo 6 4. huhtikuuta 39A
Saturn IB SA-205 Apollo 7 11. lokakuuta 34
Saturn V SA-503 Apollo 8 21. joulukuuta 39A
SA-504 Apollo 9 3. maaliskuuta 1969
SA-505 Apollo 10 18. toukokuuta 39B
SA-506 Apollo 11 16. heinäkuuta 39A
SA-507 Apollo 12 14. marraskuuta
SA-508 Apollo 13 11. huhtikuuta 1970
SA-509 Apollo 14 31. tammikuuta 1971
SA-510 Apollo 15 26. heinäkuuta
SA-511 Apollo 16 16. huhtikuuta 1972
SA-512 Apollo 17 7. joulukuuta
SA-513 Skylab 1 14. toukokuuta 1973
Saturn IB SA-206 Skylab 2 25. toukokuuta 39B
SA-207 Skylab 3 28. heinäkuuta
SA-208 Skylab 4 16. marraskuuta
SA-210 ASTP 15. heinäkuuta 1975

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 metrin 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 niin kutsuttu 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 niin kutsuttu TLI eli translunar injectionsuomenna? siirtoradalle kuuhun, ja se lähetti raketin kohti Kuuta. Esimerkiksi Apollo 15:llä tämä poltto kesti viisi minuuttia 55 sekuntia.

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- ja 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 toteaminen, radioyhteys (telemetria, seuranta ja ohjaus), ja sähköjärjestelmä.

Runko[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Saturn V:n IU

IU:n perusrakenne on lyhyt sylinteri, 910 korkea ja 6 600 millimetriä halkaisijaltaan. Rengas on alumiiniseoksesta valmistettu 24 millimetriä 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:ssa sijaitsevat navigointi-, ohjaus- ja säätöjärjestelmät. Vakautettu alusta (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 kolme +(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 wattia.

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 seitsemän 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 megapascalin paineessa tilavuudeltaan 56,6 litran säiliössä. Tämä 530 millimetriä halkaisijaisijaltaan 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 signaali-muunninta/moduuli 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 2 101,8 megahertsin 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 conditionersuomenna?.Kiihdyttimen tilatarkkailija 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 3 900 ja 1 500 millimetriä 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 860 millimetriä korkea eikä se ollut paineistettu. [11]

Kaikilla Saturn IB- ja Saturn V -lennoilla käytettiin kolmatta versiota, joka oli 6 600 halkaisijaltaan ja 910 millimetriä korkea. Näiden IU:den laitteisto oli erilaisilla lennoilla erilainen.




Käännös suomeksi
Tämä artikkeli tai sen osa on käännetty tai siihen on haettu tietoja muunkielisen Wikipedian artikkelista.
Alkuperäinen artikkeli: en:Saturn V Instrument Unit

Lähteet[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

  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.