Saturn V Instrument Unit

right|thumb|Piirros Saturn V Instrument Unitista.

Saturn V Instrument Unit () 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."Instrument Unit Fact Sheet, Saturn V News Reference." Changed December 1968. Page 2.

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

Instrumenttiyksikön tekniset ominaisuudet Halkaisija: Korkeus: Laukaisumassa:

Kehitys 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. ‘’Stages To Saturn’’ Chapter 8.

Ensimmäinen IU versio 1 oli lennolla SA-5, ensimmäisessä Saturn I Block II:n laukaisussa. Sen halkaisija oli ja korkeus . Sen suunnitteli ja valmisti MSFC. Ohjaus-, telemetria-, seuranta- ja sähkövoimakomponentit olivat neljässä paineistetussa sylinterin muotoisessa säiliössä, jotka oli kiinnitetty pyörän puolien tapaan keskiöön. The Apollo "A"/Saturn C-1 Launch Vehicle System

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. Saturn I Summary PDF p. 36

Viimeisin versio 3 oli halkaisijaltaan ja 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 Saturn-laukaisuhistoria ‘’Saturn Illustrated Chronology’’, Appendix H. Moonport, Appendix A. Apollo Program Summary Report, Appendix A. 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 Saturn-lentojen”Astrionics System Handbook”, 1 November 1968, MSFC No. IV-4-401-1. IBM No. 68-966-0002. Section 1.3. Saturn V Mission Profile.” Instrument Unit Fact Sheet. Saturn V News Reference.” Changed December 1968. Pp. 5-6.”Saturn V Flight Manual SA-507.” MSFC-MAN-507. Changed 5 October 1969. P. 2-1 (PDF page 15). Secion II. Performance. Flight Sequence. rakenne vaihteli suuresti eri lentojen välillä. Kaikki lennot alkoivat kuitenkin samalla lailla. Liikkeellelähdön rauhoittamiseksi rakettia pidettiin kiinni ja sen lähtöä hidastettiin ensimmäisen 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 atsimuuttiin. 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 sytytettiin uudestaan, tehtiin niin kutsuttu TLI eli kuuntakainen radalle saattaminen, mikä 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) irrotettiin rakettivaiheesta, käännettiin ja telakoitiin kuumoduuliin (LM). Kun CSM ja LM oli yhdistetty tusinalla salvalla, alus irrottaui 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 IU koostuu kuudesta alijärjestelmästä. Ne ovat runko, ohjaus- ja hallintajärjestelmä, ympäristönhallinta, hätätilanteiden toteaminen, radioyhteys (telemetria, seuranta ja ohjaus), ja sähköjärjestelmä.

Runko thumb|Saturn V:n IU IU:n perusrakenne on lyhyt sylinteri, korkea ja halkaisijaltaan. Rengas on alumiiniseoksesta valmistettu paksu ja hunajakennomainen rakenteeltaan. Runko koostuu kolmesta 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 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).”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).

thumb|Piirros ST-124-M3 inertial platformista.

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 suorassa ±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 raketin 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 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 Lämmönhallintajärjestemän paneelit sijaitsevat IU:ssa ja S-IVB -rakettivaiheessa, 16 kummassakin. Paneeleissa virtaava jäähdyteseos on metanolia ja demineralisoitua vettä massaprosentteina. Kukin paneeli pystyi haiduttamaan lämpöä vähintään .