Unidade de instrumento Saturn V - Saturn V instrument unit

Diagrama da unidade de instrumento Saturno V

A unidade de instrumento do Saturn V é uma estrutura em forma de anel instalada no topo do terceiro estágio do foguete Saturn V ( S-IVB ) e do segundo estágio do Saturn IB (também um S-IVB). Ele estava imediatamente abaixo dos painéis SLA (nave espacial / adaptador do módulo lunar) que continham o módulo lunar da Apollo . A unidade de instrumento contém o sistema de orientação para o foguete Saturn V. Alguns dos componentes eletrônicos contidos na unidade de instrumento são um computador digital , computador de controle de vôo analógico, sistema de detecção de emergência, plataforma de orientação inercial, acelerômetros de controle e giroscópios de taxa de controle. A unidade de instrumentos (IU) para o Saturn V foi projetada pela NASA no Marshall Space Flight Center (MSFC) e foi desenvolvida a partir do Saturn I IU. O contratante da NASA para fabricar a unidade de instrumentos Saturn V foi a International Business Machines ( IBM ).

Uma das unidades de instrumentos não utilizadas está atualmente em exibição no Steven F. Udvar-Hazy Center em Chantilly, Virginia . A placa do móvel possui a seguinte inscrição:

O foguete Saturn V, que enviou astronautas à Lua, usava orientação inercial, um sistema independente que guiava a trajetória do foguete. O impulsionador do foguete tinha um sistema de orientação separado daqueles nos módulos lunares e de comando. Estava contido em uma unidade de instrumento como esta, um anel localizado entre o terceiro estágio do foguete e os módulos lunares e de comando. O anel continha os componentes básicos do sistema de orientação - uma plataforma estável, acelerômetros, um computador digital e eletrônicos de controle - bem como radar, telemetria e outras unidades.

A plataforma estável da unidade de instrumento foi baseada em uma unidade experimental para o foguete alemão V-2 da Segunda Guerra Mundial. A Bendix Corporation produziu a plataforma, enquanto a IBM projetou e construiu o computador digital da unidade.

Vista do IU-514 do andar do UHC
Nº da unidade do instrumento 514 no National Air & Space Museum, Udvar-Hazy Center, Dulles, Virginia; o nariz do Space Shuttle Enterprise é visível à esquerda.

Especificações

  • Diâmetro: 260 polegadas (6,6 m)
  • Altura: 36 polegadas (914 mm)
  • Peso no lançamento: ~ 4.400 lb (1996 kg)

História da missão

Não havia unidade de instrumento para amplificadores Saturn I Block I (SA-1 a SA-4). O equipamento de orientação e controle foi transportado em botijões no topo do primeiro estágio do SI e incluiu a plataforma estabilizada ST-90, fabricada pela Ford Instrument Company e usada no míssil Júpiter .

O IU fez sua estreia com o SA-5, o primeiro lançamento do Saturn I Block II. A primeira versão da IU tinha 154 polegadas (3.900 mm) de diâmetro e 58 polegadas (1.500 mm) de altura e foi projetada e construída pela MSFC. Os componentes de orientação, telemetria, rastreamento e energia estavam contidos em quatro recipientes cilíndricos pressurizados ligados como raios a um cubo central.

O MSFC voou a versão 2 da IU no SA-8, 9 e 10. A versão 2 tinha o mesmo diâmetro da versão 1, mas apenas 34 polegadas (860 mm) de altura. Em vez de recipientes pressurizados, os componentes foram pendurados na parte interna da parede cilíndrica, conseguindo uma redução de peso.

A última versão, a de número 3, tinha 260 polegadas (6.600 mm) de diâmetro e 36 polegadas (910 mm) de altura. Ele foi projetado pela MSFC, mas fabricado pela IBM em sua fábrica em Huntsville, e voou em todos os lançamentos do Saturn IB e Saturn V. Esta é a versão que está em exibição em Washington, Huntsville, Houston e no Apollo / Saturn V Center .

História de lançamento de Saturno
Programa Veículo Missão Data de lançamento Almofada Versão IU
Saturno I SA-1 SA-1 27 de outubro de 1961 34 -
Saturno I SA-2 SA-2 25 de abril de 1962 34 -
Saturno I SA-3 SA-3 16 de novembro de 1962 34 -
Saturno I SA-4 SA-4 28 de março de 1963 34 -
Saturno I SA-5 SA-5 29 de janeiro de 1964 37B 1
Saturno I SA-6 AS-101 28 de maio de 1964 37B 1
Saturno I SA-7 AS-102 18 de setembro de 1964 37B 1
Saturno I SA-9 AS-103 16 de fevereiro de 1965 37B 2
Saturno I SA-8 AS-104 25 de maio de 1965 37B 2
Saturno I SA-10 AS-105 30 de julho de 1965 37B 2
Saturn IB SA-201 AS-201 26 de fevereiro de 1966 34 3
Saturn IB SA-203 AS-203 5 de julho de 1966 37B 3
Saturn IB SA-202 AS-202 25 de agosto de 1966 34 3
Saturno V SA-501 Apollo 4 9 de novembro de 1967 39A 3
Saturn IB SA-204 Apollo 5 22 de janeiro de 1968 37B 3
Saturno V SA-502 Apollo 6 4 de abril de 1968 39A 3
Saturn IB SA-205 Apollo 7 11 de outubro de 1968 34 3
Saturno V SA-503 Apollo 8 21 de dezembro de 1968 39A 3
Saturno V SA-504 Apollo 9 3 de março de 1969 39A 3
Saturno V SA-505 Apollo 10 18 de maio de 1969 39B 3
Saturno V SA-506 Apollo 11 16 de julho de 1969 39A 3
Saturno V SA-507 Apollo 12 14 de novembro de 1969 39A 3
Saturno V SA-508 Apollo 13 11 de abril de 1970 39A 3
Saturno V SA-509 Apollo 14 31 de janeiro de 1971 39A 3
Saturno V SA-510 Apollo 15 26 de julho de 1971 39A 3
Saturno V SA-511 Apollo 16 16 de abril de 1972 39A 3
Saturno V SA-512 Apollo 17 7 de dezembro de 1972 39A 3
Saturno V SA-513 Skylab 1 14 de maio de 1973 39A 3
Saturn IB SA-206 Skylab 2 25 de maio de 1973 39B 3
Saturn IB SA-207 Skylab 3 28 de julho de 1973 39B 3
Saturn IB SA-208 Skylab 4 16 de novembro de 1973 39B 3
Saturn IB SA-210 ASTP 15 de julho de 1975 39B 3

Perfil da missão

Os perfis de voo do Saturn Apollo variam consideravelmente de acordo com a missão. Todas as missões começaram, no entanto, com a decolagem sob o poder do primeiro estágio. Para controlar mais suavemente a ignição do motor, o acúmulo de empuxo e a decolagem do veículo, os braços restritivos forneceram suporte e sustentação em quatro pontos ao redor da base do estágio S-IC. Uma liberação gradual controlada foi realizada durante os primeiros quinze centímetros de movimento vertical.

Depois de limpar a torre de lançamento, um programa de voo armazenado no computador digital do veículo de lançamento (LVDC) comandou um giro do veículo para orientá-lo de modo que a manobra de inclinação subsequente apontasse o veículo no azimute desejado. Os comandos de rotação e inclinação foram controlados pelo programa armazenado e não foram afetados pelas medições de navegação. Até o final da queima do S-IC, os comandos de orientação eram funções apenas de tempo.

O corte e a separação do primeiro estágio foram comandados quando a IU recebeu um sinal de que o nível de combustível do tanque havia atingido um ponto pré-determinado. A orientação durante as queimadas do segundo e terceiro estágios dependia tanto do tempo quanto das medições de navegação, a fim de atingir a órbita do alvo usando o mínimo de combustível.

O corte do motor do segundo estágio foi comandado pela IU em um nível de combustível pré-determinado e o estágio foi separado. A essa altura, o veículo havia atingido sua altitude orbital aproximada, e a queima do terceiro estágio foi longa o suficiente para alcançar uma órbita circular de estacionamento .

Durante as missões da Apollo tripuladas, o veículo parou na órbita da Terra por 2 a 4 passagens, enquanto a tripulação realizava verificações do status dos sistemas e outras tarefas, e conforme as estações terrestres rastreavam o veículo. Durante a hora e meia após o lançamento, estações de rastreamento em todo o mundo refinaram as estimativas da posição e velocidade do veículo, conhecidas coletivamente como seu vetor de estado. As estimativas mais recentes foram transmitidas aos sistemas de orientação da IU e ao Computador do Módulo de Comando da espaçonave. Quando a Lua, a Terra e o veículo estavam na configuração geométrica ideal, o terceiro estágio foi reacendido para colocar o veículo em uma órbita translunar. Para a Apollo 15, por exemplo, essa queima durou 5 minutos e 55 segundos.

Após a injeção translunar, veio a manobra chamada transposição, encaixe e extração. Isso estava sob controle da tripulação, mas a IU manteve o veículo S-IVB / IU estável enquanto o Módulo de Comando / Serviço (CSM) primeiro se separou do veículo, girou 180 graus e voltou para a doca com o Módulo Lunar (LM). Quando o CSM e o LM foram "fortemente acoplados" (conectados por uma dúzia de travas), a espaçonave reorganizada se separou do S-IVB / IU.

A última função da IU era comandar a manobra muito pequena necessária para manter o S-IVB / IU fora do caminho da espaçonave. Em algumas missões, o S-IVB / IU entrou em órbita alta da Terra ou Solar, enquanto em outras foi colidido com a Lua; sismômetros foram deixados na Lua durante a Apollo 11, 12, 14, 15 e 16, e os S-IVB / IUs da Apollo 13, 14, 15, 16 e 17 foram direcionados para colidir. Esses impactos forneceram impulsos que foram registrados pela rede de sismômetros para fornecer informações sobre a estrutura geológica da lua.

Subsistemas

Interior do IU-514, com componentes rotulados
Diagrama do exterior de IU-514

A IU consiste em seis subsistemas: estrutura, orientação e controle, controle ambiental, detecção de emergência, comunicações de rádio (para telemetria, rastreamento e comando) e energia.

Estrutura

A estrutura básica da IU é um cilindro curto, de 36 polegadas de altura e 260 polegadas (6.600 mm) de diâmetro, fabricado em um material sanduíche de liga de alumínio colméia de 0,95 polegadas (24 mm) de espessura. O cilindro é fabricado em três segmentos de 120 graus, que são unidos por placas de emenda em uma estrutura integral. As bordas superior e inferior são feitas de canais de alumínio extrudado colados ao sanduíche em colmeia. Este tipo de construção foi selecionado por sua alta relação resistência / peso, isolamento acústico e propriedades de condutividade térmica. A IU suportou os componentes montados em sua parede interna e o peso da espaçonave Apollo acima (o Módulo Lunar, o Módulo de Comando, o Módulo de Serviço e a Torre de Escape de Lançamento). Para facilitar o manuseio da IU antes de ser montada no Saturn, os anéis de proteção de proa e popa, de 15 centímetros de altura e pintados de azul, foram aparafusados ​​aos canais superior e inferior. Eles foram removidos durante o empilhamento da IU no veículo Saturno. A estrutura foi fabricada pela norte-americana Rockwell em Tulsa, Oklahoma. Edward A. Beasley era o gerente do programa IU.

A IU é dividida em 24 locais, marcados no interior por números de 1 a 24 na superfície de alumínio logo acima do flange azul.

Orientação e controle

O veículo de lançamento Saturn V era guiado por equipamentos de navegação, orientação e controle localizados na IU. Uma plataforma estabilizada no espaço (a plataforma inercial ST-124-M3 no local 21) mediu a aceleração e a atitude. Um computador digital de veículo de lançamento (LVDC no local 19) resolveu as equações de orientação e um computador de controle de vôo analógico (local 16) emitiu comandos para dirigir o veículo.

A atitude do veículo foi definida em termos de três eixos:

  • O eixo de rotação (X) vai da cauda ao nariz e estava vertical no momento do lançamento.
  • O eixo de inclinação (Y) está em ângulo reto com o eixo de rotação e é marcado no exterior da IU por + Y acima da janela de visualização, fora da localização 21.
  • O eixo de guinada (Z) está em ângulos retos com os eixos de inclinação e rotação e é marcado por + Z fora da localização 3.

A plataforma inercial ST-124-M3 contém três giroscópios : o cardan exterior (que pode rodar 360 ° em torno do rolo ou X eixo do veículo), o cardan meio (que pode girar ± 45 ° em torno do eixo de guinada ou Z da veículo) e o cardan interno ou inercial (que pode girar 360 ° em torno do passo ou eixo Y do veículo). O gimbal interno é uma plataforma à qual são fixados vários componentes:

  • Dois pêndulos de alinhamento vertical enviaram sinais antes do lançamento para o equipamento de suporte de solo, que gerou sinais para os geradores de torque do giroscópio da plataforma para nivelar o gimbal interno. O sistema de alinhamento vertical nivelou a plataforma com uma precisão de ± 2,5 segundos de arco .
  • Dois prismas , um fixo e outro acionado por servo , foram usados ​​com um teodolito externo que avistou através da janela de visualização fora do local 21 para definir o azimute do gimbal interno antes do lançamento. O azimute pode ser definido com uma precisão de ± 5 segundos de arco.
  • Três giroscópios de grau único de liberdade têm seus eixos de entrada alinhados ao longo de um sistema de coordenadas inerciais ortogonais . Três geradores de sinal, fixados no eixo de saída de cada giroscópio, geravam sinais elétricos proporcionais aos distúrbios de torque . Os sinais eram transmitidos por meio do servoeletrônico que terminava nos motores de servotorque do pivô do gimbal. Os servoloops mantinham o gimbal interno rotativamente fixo no espaço inercial. Ou seja, enquanto o veículo girava, inclinava e guinava, o gimbal interno permanecia na mesma atitude em que estava ajustado antes do lançamento. Embora estivesse sendo traduzido durante o processo de lançamento e órbita, foi corrigido rotacionalmente.
  • Três acelerômetros de integração mediram os três componentes da velocidade resultante da propulsão do veículo. As medições do acelerômetro foram enviadas através do adaptador de dados do veículo lançador (LDVA no local 19) para o LVDC. No LVDC, as medições do acelerômetro foram combinadas com a aceleração gravitacional calculada para obter a velocidade e a posição do veículo.

As posições angulares dos cardan em seus eixos foram medidas por resolvers, que enviaram seus sinais para o Launch Vehicle Data Adapter (LVDA). O LVDA era o dispositivo de entrada / saída do LVDC. Ele executou o processamento de sinais necessário para torná-los aceitáveis ​​para o LVDC.

A atitude instantânea do veículo foi comparada com a atitude desejada do veículo no LVDC. Os sinais de correção de atitude do LVDC foram convertidos em comandos de controle pelo computador de controle de vôo. A direção de empuxo necessária foi obtida girando os motores no estágio de propulsão para mudar a direção de empuxo do veículo. O gimbal desses motores foi realizado por meio de atuadores hidráulicos . No primeiro e segundo estágios (S-IC e S-II), os quatro motores de popa foram balanceados para controlar roll, pitch e yaw. Como o terceiro estágio (S-IVB) tem apenas um motor, um sistema de propulsão auxiliar foi usado para controle de rotação durante o vôo motorizado. O sistema de propulsão auxiliar fornece controle de atitude completo durante o vôo de costa do estágio S-IVB / IU.

Controle ambiental

O sistema de controle ambiental (ECS) mantém um ambiente operacional aceitável para o equipamento IU durante as operações de pré-vôo e vôo. O ECS é composto do seguinte:

  • O sistema de condicionamento térmico (TCS), que mantém a temperatura do líquido refrigerante circulante para o equipamento eletrônico de 59 ° ± 1 ° F (15 ± 5/9 ° C).
  • Sistema de purga pré-voo, que mantém um suprimento de mistura regulada por temperatura e pressão de ar e nitrogênio gasoso (ar / GN2) na área de equipamentos IU / S-IVB.
  • Sistema de suprimento de mancais de gás, que fornece GN2 para os mancais de gás da plataforma inercial ST-124-M3.
  • Equipamento de amostragem de detecção de gás perigoso que monitora a área intermediária dianteira IU / S-IVB quanto à presença de vapores perigosos

Condicionamento térmico

Painéis de condicionamento térmico, também chamados de placas frias, foram localizados nos estágios IU e S-IVB (até dezesseis em cada estágio). Cada placa fria contém orifícios roscados para parafusos em um padrão de grade que fornece flexibilidade de montagem do componente.

O fluido de resfriamento circulado através do TCS era uma mistura de 60 por cento de metanol e 40 por cento de água desmineralizada em peso. Cada placa fria era capaz de dissipar pelo menos 420 watts.

Durante o vôo, o calor gerado pelo equipamento montado nas placas frias foi dissipado para o espaço por um trocador de calor por sublimação . A água de um reservatório (acumulador de água) foi exposta ao ambiente de baixa temperatura e pressão do espaço, onde primeiro congela e depois sublima, retirando calor do trocador de calor e transferindo-o para as moléculas de água que escapam para o espaço em estado gasoso. Água / metanol foi resfriado por circulação através do trocador de calor.

Sistema de purga pré-voo / GN2

Antes do voo, o equipamento de suporte de solo (GSE) fornece ar de ventilação filtrado e resfriado para a IU, entrando pelo grande duto no meio do painel umbilical (localização 7) e se ramificando em dois dutos na parte superior que são transportados ao redor da IU no rack de cabos. As aberturas de ventilação direcionadas para baixo desses dutos liberam o ar de ventilação para o interior da IU. Durante o abastecimento, o nitrogênio gasoso foi fornecido em vez de ar, para purgar quaisquer gases propulsores que poderiam se acumular na IU.

Fornecimento de mancais de gás

Para reduzir os erros de detecção de atitude e velocidade, os projetistas reduziram o atrito ao mínimo nos giroscópios e acelerômetros da plataforma, fazendo os rolamentos flutuarem em uma película fina de nitrogênio seco. O nitrogênio foi fornecido por uma esfera contendo 2 pés cúbicos (56,6 L) de gás a 3.000 psig (libras por polegada quadrada de medida, isto é, psi acima de uma atmosfera) (20,7 MPa ). Esta esfera tem 21 polegadas (0,53 m) de diâmetro e é montada no local 22, à esquerda do ST-124-M3. O gás da esfera de abastecimento passa por um filtro, um regulador de pressão e um trocador de calor antes de fluir pelos rolamentos na plataforma estável.

Detecção de gás perigoso

O sistema de detecção de gases perigosos monitora a presença de gases perigosos nos compartimentos dianteiros do estágio IU e S-IVB durante o abastecimento do veículo. O gás foi amostrado em quatro locais: entre os painéis 1 e 2, 7 e 8, 13 e 14 e 19 e 20. Os tubos conduzem desses locais para o local 7, onde foram conectados ao equipamento de suporte de solo (externo à IU) que pode detectar gases perigosos.

Detecção de emergência

O sistema de detecção de emergência (EDS) detectou o desenvolvimento inicial das condições no veículo de vôo durante as fases de reforço do vôo, o que poderia causar a falha do veículo. O EDS reagiu a essas situações de emergência de duas maneiras. Se o rompimento do veículo fosse iminente, uma sequência de aborto automático seria iniciada. Se, no entanto, a condição de emergência estava se desenvolvendo lentamente ou de tal natureza que a tripulação de vôo pudesse avaliá-la e agir, apenas indicações visuais eram fornecidas à tripulação de vôo. Depois que uma sequência de aborto foi iniciada, automática ou manualmente, ela era irrevogável e executada até a conclusão.

O EDS foi distribuído por todo o veículo e inclui alguns componentes na IU. Havia nove giroscópios de taxa EDS instalados no local 15 na IU. Três giroscópios monitoravam cada um dos três eixos (pitch, roll e yaw), proporcionando redundância tripla. O processador de sinal de controle (localização 15) forneceu energia e recebeu entradas dos nove giroscópios de taxa de EDS. Essas entradas foram processadas e enviadas ao distribuidor EDS (local 14) e ao computador de controle de vôo (local 16). O distribuidor EDS serviu como uma caixa de junção e dispositivo de comutação para fornecer os painéis de exibição da espaçonave com sinais de emergência se existissem condições de emergência. Ele também continha lógica de relé e diodo para a seqüência de aborto automático. Um temporizador eletrônico (localização 17) foi ativado na decolagem e 30 segundos depois relés energizados no distribuidor EDS, o que permitiu o desligamento de vários motores. Esta função foi inibida durante os primeiros 30 segundos de lançamento, para evitar que o veículo voltasse para a área de lançamento. Enquanto o aborto automático foi inibido, a tripulação de vôo pode iniciar um aborto manual se surgir uma condição de superestimativa angular ou dois motores fora.

Radiocomunicação

A IU se comunicava continuamente por rádio com o solo para diversos fins. O sistema de medição e telemetria comunicou dados sobre processos internos e condições no Saturn V. O sistema de rastreamento comunicou dados usados ​​pela Mission Ground Station (MGS) para determinar a localização do veículo. O sistema de comando de rádio permitiu que o MGS enviasse comandos à IU.

Medição e telemetria

Aproximadamente 200 parâmetros foram medidos na IU e transmitidos para o solo, a fim de

  • Auxiliar na verificação do veículo de lançamento antes do lançamento,
  • Determinar a condição do veículo e verificar os comandos recebidos durante o voo, e
  • Facilite a análise pós-voo da missão.

Os parâmetros medidos incluem aceleração , velocidade angular , taxa de fluxo , posição , pressão , temperatura , tensão , corrente , frequência e outros. Os sinais dos sensores foram condicionados por amplificadores ou conversores localizados em racks de medição. Existem quatro racks de medição na IU nos locais 1, 9 e 15 e vinte módulos de condicionamento de sinal em cada um. Os sinais condicionados foram encaminhados para seu canal de telemetria atribuído pelo distribuidor de medição no local 10. Havia dois links de telemetria. Para que os dois links de telemetria IU lidem com aproximadamente 200 medições separadas, esses links devem ser compartilhados. Tanto o compartilhamento de frequência quanto as técnicas de multiplexação por compartilhamento de tempo foram usados ​​para fazer isso. As duas técnicas de modulação utilizadas foram modulação por código de pulso / modulação em frequência (PCM / FM) e modulação em frequência / modulação em frequência (FM / FM).

Dois multiplexadores de compartilhamento de tempo Modelo 270 (MUX-270) foram usados ​​no sistema de telemetria IU, montados nos locais 9 e 10. Cada um opera como um multiplexador 30 × 120 (30 canais primários, cada amostrado 120 vezes por segundo) com provisões para submultiplexar canais primários individuais para formar 10 subcanais, cada um amostrado a 12 vezes por segundo. As saídas do MUX-270 vão para o modelo de montagem PCM / DDAS 301 no local 12, que por sua vez aciona o transmissor VHF PCM de 245,3 MHz.

Os sinais FM / FM foram transportados em 28 canais de subportadora e transmitidos por um transmissor FM de 250,7 MHz.

Ambos os canais FM / FM e PCM / FM foram acoplados às duas antenas de telemetria em lados opostos da IU fora dos locais 10 e 22.

Monitorando

Transponders de radar de banda C transportados pela IU forneceram dados de rastreamento para o solo, que foram usados ​​para determinar a trajetória do veículo . O transponder recebeu interrogação codificada ou de pulso único de estações terrestres e transmitiu uma resposta de pulso único na mesma faixa de freqüência (5,4 a 5,9 GHz ). Uma antena comum foi usada para recepção e transmissão. As antenas do transponder da banda C estão fora dos locais 11 e 23, imediatamente abaixo das antenas de recepção omni do CCS PCM.

Comando de rádio

O sistema de comunicação de comando (CCS) permite a transmissão digital de dados das estações terrestres para o LVDC. Este link de comunicação foi usado para atualizar as informações de orientação ou comandar algumas outras funções por meio do LVDC. Os dados de comando se originaram no Centro de Controle da Missão , em Houston , e foram enviados a estações remotas para transmissão ao veículo de lançamento. As mensagens de comando foram transmitidas do solo a 2101,8 MHz. A mensagem recebida foi passada para o decodificador de comando (local 18), onde foi verificada a autenticidade antes de ser passada para o LVDC. A verificação do recebimento da mensagem foi realizada através do sistema de telemetria IU PCM. O sistema CCS usou cinco antenas:

  • Uma única antena direcional fora da localização 3-4,
  • Duas antenas de transmissão omni fora dos locais 11 e 23, e
  • Duas antenas de recepção omni fora dos locais 12 e 24.

Poder

A energia durante o vôo originou-se de quatro baterias de prata-zinco com uma tensão nominal de 28 ± 2 vdc. A bateria D10 estava em uma prateleira no local 5, as baterias D30 e D40 estavam nas prateleiras no local 4 e a bateria D20 estava no local 24. Duas fontes de alimentação converteram a energia da bateria não regulada para 56 V CC e 5 V CC regulados. A fonte de alimentação de 56 VCC estava no local 1 e fornecia energia ao conjunto eletrônico da plataforma ST-124-M3 e ao condicionador de sinal do acelerômetro. A fonte de alimentação de 5 VCC no local 12 forneceu 5 ± 0,005 VCC para o sistema de medição IU.

Galeria

Essas imagens mostram o desenvolvimento da IU. Os primeiros quatro lançamentos do Saturn não tinham IU, mas usavam orientação, telemetria e outros equipamentos instalados no topo do primeiro estágio.

A primeira IU voou no quinto lançamento de Saturno, SA-5, e tinha 12 pés e 10 polegadas (3,91 m) de diâmetro e 4 pés e 10 polegadas (1,47 m) de altura. Os componentes que carregava estavam em recipientes pressurizados. Esta versão voou em SA-5, SA-6 e SA-7. A UI transportada pelas missões SA-8, -9 e -10 tinha apenas 2 pés e 10 polegadas (0,86 m) de altura e não estava pressurizada.

Com os lançamentos do Saturn IB e do Saturn V, foi usada uma terceira versão, com 21,6 pés (6,6 m) de diâmetro e 3 pés (0,91 m) de altura. A comparação dessas fotos da unidade do instrumento mostra que a configuração dos componentes transportados por esta versão mudou, dependendo da missão. Alguns equipamentos foram excluídos (por exemplo, o sistema de rastreamento Azusa foi excluído de IUs posteriores), alguns equipamentos foram adicionados (por exemplo, uma quarta bateria para missões mais longas) e outros componentes foram movidos.

Essas imagens também mostram que alguns componentes (por exemplo, baterias, a plataforma inercial ST-124) foram instalados na IU depois que ela foi empilhada no VAB no topo do terceiro estágio S-IVB.

Referências

Saturno

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  • "Resultados do Quarto Voo de Teste do Veículo Lançador Saturn IB AS-204". NASA MSFC, 5 de abril de 1968. 365 páginas. MPR-SAT-FE-68-2. NASA TM X-61111. Disponível online: PDF Descreve as alterações feitas na IU com base nos dados da missão SA-204.
  • Chrysler Corporation, Huntsville Division. "Saturn Antenna Systems, SA-5". NASA MSFC Astrionics Division Instrumentation Branch, 18 de junho de 1963. 439 páginas. Disponível online: PDF Descreve alguns aspectos da versão 1 da IU.
  • Weichel, HJ "SA-8 Flight Test Data Report". NASA Technical Memorandum TM X-53308. 2 de agosto de 1965. Disponível online: PDF De acordo com isso, o ASC-15 e o ST-90 eram usados ​​no sistema de orientação ativo, enquanto o ST-124 fazia parte do sistema de passageiros.
  • "Manual de voo do Saturn V SA-507." Uma descrição de 244 páginas do Saturn-Apollo 507, datado de 5 de outubro de 1969. Inclui um capítulo sobre a unidade do instrumento (Seção VII, PDF, página 149). Disponível on-line: PDF

Unidade de instrumento

  • IBM. "Descrição do sistema da unidade do instrumento e dados dos componentes." Isso lista, na Tabela 1, todos os componentes por nome, número de peça, designação de referência e localização para IU-201 a -212 e IU-501 a -515. Também inclui fotos de muitos componentes. A página do histórico de alterações lista seis alterações, a última sendo janeiro de 1970, o ano em que o IU-508 foi lançado.
  • "Folha de dados da unidade de instrumento". Uma referência de notícias Saturn V de 8 páginas, datada de dezembro de 1968, mais ou menos na época em que IU-505 foi entregue ao Cabo Canaveral. Disponível online: PDF
  • "Unidade de instrumento Saturno." Uma descrição de 102 páginas da IU, datada de abril de 1968, preparada pela Boeing.
  • "Astrionics System Handbook for Saturn Launch Vehicles." Uma descrição de 417 páginas da maioria das funções e subsistemas da unidade do instrumento, datada de 1 de novembro de 1968. Disponível on-line: PDF
  • Lowery, HR "Sistema de Comando da Unidade de Instrumentos Saturno". NASA MSFC Huntsville, Alabama, 22 de outubro de 1965. 45 páginas. Technical Memorandum X- 53350. Disponível online: PDF
  • "Descrição do sistema de instrumentação da unidade de instrumento Saturn IB / V". International Business Machines, Federal Systems Division, Huntsville, Alabama, 1 de junho de 1966. 119 páginas. IBM No. 65-966-0021, MSFC No. III-5-509-1. Disponível online: PDF Descreve os transdutores, sistema de medição e função de telemetria da IU.

Orientação da unidade de instrumento

  • Herman E. Thomason. "Descrição geral do sistema de plataforma inercial ST-124M." NASA TN D-2983, datado de setembro de 1965. 93 páginas. Isso tem números mais claros do que a maioria dos documentos PDF sobre a IU, fornecendo as melhores visualizações do interior dos giroscópios e mancais de gás. Disponível on-line: PDF
  • Walter Haeussermann . "Descrição e desempenho do sistema de navegação, orientação e controle do veículo lançador de Saturno." NASA TN D-5869, datado de julho de 1970. 52 páginas. Disponível online: PDF
  • Richard L. Moore e Herman E. Thomason. "Geometria do cardan e detecção de atitude da plataforma estabilizada ST-124." NASA TN D-1118, datado de maio de 1962. Um relato inicial e matemático, ao invés de descritivo, do ST-124. Nesta data, o ST-124 era um conceito de 4 cardan, enquanto a versão que voava tinha apenas 3 cardan. Disponível online: PDF
  • "Computador digital do veículo de lançamento Saturn V. Volume 1: Descrição geral e teoria." IBM, 30 de novembro de 1964. Alterado em 4 de janeiro de 1965. 256 páginas. Disponível online: PDF
  • "Instruções de manutenção de laboratório para o computador digital do veículo de lançamento Saturn V". Volume 1 de 2, datado de 4 de janeiro de 1965. 256 páginas.
  • Decher, Rudolf. "O sistema astriônico dos veículos de lançamento de Saturno". NASA MSFC Huntsville, Alabama, 1 de fevereiro de 1966. 180 páginas. NASA TM X- 53384. Disponível online: PDF
  • Lyons, RE e Vanderkulk, W. "O Uso de Redundância Modular Triplo para Melhorar a Confiabilidade do Computador". IBM Journal, abril de 1962, pp. 200–209. Disponível 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 . Imagem do computador ASC-15 usado no Titan II e nos primeiros voos de Saturno. O ASC-15 foi o predecessor do LVDC e foi o computador de orientação antes da IU e na IU versão 1, pelo menos.

Computadores da NASA

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

Notas

links externos