Unidad de instrumentos Saturn V - Saturn V instrument unit

Diagrama de la unidad de instrumentos Saturn V

La unidad de instrumentos Saturn V es una estructura en forma de anillo instalada en la parte superior de la tercera etapa del cohete Saturno V ( S-IVB ) y la segunda etapa del Saturn IB (también un S-IVB). Estaba inmediatamente debajo de los paneles SLA (Adaptador de módulo lunar / nave espacial) que contenían el Módulo Lunar Apolo . La unidad de instrumentos contiene el sistema de guía para el cohete Saturno V. Algunos de los componentes electrónicos contenidos en la unidad de instrumentos son una computadora digital , una computadora de control de vuelo analógica, un sistema de detección de emergencia, una plataforma de guía inercial, acelerómetros de control y giroscopios de velocidad de control. La unidad de instrumento (IU) para Saturn V fue diseñada por la NASA en el Marshall Space Flight Center (MSFC) y fue desarrollada a partir de Saturn I IU. El contratista de la NASA para fabricar la unidad de instrumentos Saturn V fue International Business Machines ( IBM ).

Una de las unidades de instrumentos no utilizadas se encuentra actualmente en exhibición en el Centro Steven F. Udvar-Hazy en Chantilly, Virginia . La placa de la unidad tiene la siguiente inscripción:

El cohete Saturno V, que envió astronautas a la Luna, utilizó guía inercial, un sistema autónomo que guiaba la trayectoria del cohete. El cohete propulsor tenía un sistema de guía separado de los del comando y los módulos lunares. Estaba contenido en una unidad de instrumentos como esta, un anillo ubicado entre la tercera etapa del cohete y los módulos de comando y lunares. El anillo contenía los componentes básicos del sistema de guía: una plataforma estable, acelerómetros, una computadora digital y electrónica de control, así como radar, telemetría y otras unidades.

La plataforma estable de la unidad de instrumentos se basó en una unidad experimental para el cohete alemán V-2 de la Segunda Guerra Mundial. La Corporación Bendix produjo la plataforma, mientras que IBM diseñó y construyó computadora digital de la unidad.

Vista de IU-514 desde el piso de UHC
Unidad de instrumento no. 514 en el Museo Nacional del Aire y el Espacio, Udvar-Hazy Center, Dulles, Virginia; el morro del transbordador espacial Enterprise es visible a la izquierda.

Especificaciones

  • Diámetro: 260 pulgadas (6,6 m)
  • Altura: 36 pulgadas (914 mm)
  • Peso en el lanzamiento: ~ 4400 lb (1996 kg)

Historia de la misión

No había unidad de instrumentos para los impulsores Saturn I Block I (SA-1 a SA-4). El equipo de guía y control se transportaba en botes en la parte superior de la primera etapa SI, e incluía la plataforma estabilizada ST-90, fabricada por Ford Instrument Company y utilizada en el misil Júpiter .

La IU hizo su debut con SA-5, el primer lanzamiento de Saturn I Block II. La primera versión de la UI tenía 154 pulgadas (3.900 mm) de diámetro y 58 pulgadas (1.500 mm) de alto, y fue diseñada y construida por MSFC. Los componentes de orientación, telemetría, seguimiento y potencia estaban contenidos en cuatro contenedores cilíndricos presurizados unidos como radios a un eje central.

MSFC voló la versión 2 del IU en SA-8, 9 y 10. La versión 2 tenía el mismo diámetro que la versión 1, pero solo 34 pulgadas (860 mm) de altura. En lugar de contenedores presurizados, los componentes se colgaron en el interior de la pared cilíndrica, logrando una reducción de peso.

La última versión, la número 3, tenía 260 pulgadas (6.600 mm) de diámetro y 36 pulgadas (910 mm) de alto. Fue diseñado por MSFC pero fabricado por IBM en su fábrica de Huntsville, y voló en todos los lanzamientos de Saturn IB y Saturn V. Esta es la versión que se exhibe en Washington, Huntsville, Houston y el Apollo / Saturn V Center .

Historial de lanzamiento de Saturno
Programa Vehículo Misión Fecha de lanzamiento Almohadilla Versión IU
Saturno I SA-1 SA-1 27 de octubre de 1961 34 -
Saturno I SA-2 SA-2 25 de abril de 1962 34 -
Saturno I SA-3 SA-3 16 de noviembre de 1962 34 -
Saturno I SA-4 SA-4 28 de marzo de 1963 34 -
Saturno I SA-5 SA-5 29 de enero de 1964 37B 1
Saturno I SA-6 Como-101 28 de mayo de 1964 37B 1
Saturno I SA-7 Como-102 18 de septiembre de 1964 37B 1
Saturno I SA-9 Como-103 16 de febrero de 1965 37B 2
Saturno I SA-8 Como-104 25 de mayo de 1965 37B 2
Saturno I SA-10 Como-105 30 julio 1965 37B 2
Saturno IB SA-201 Como-201 26 febrero 1966 34 3
Saturno IB SA-203 Como-203 5 julio 1966 37B 3
Saturno IB SA-202 Como-202 25 agosto 1966 34 3
Saturno V SA-501 Apolo 4 9 noviembre 1967 39A 3
Saturno IB SA-204 Apolo 5 22 de enero de 1968 37B 3
Saturno V SA-502 Apolo 6 4 de abril de 1968 39A 3
Saturno IB SA-205 Apolo 7 11 de octubre de 1968 34 3
Saturno V SA-503 Apolo 8 21 dic 1968 39A 3
Saturno V SA-504 Apolo 9 3 de marzo de 1969 39A 3
Saturno V SA-505 Apolo 10 18 de mayo de 1969 39B 3
Saturno V SA-506 Apolo 11 16 de julio de 1969 39A 3
Saturno V SA-507 Apolo 12 14 de noviembre de 1969 39A 3
Saturno V SA-508 Apolo 13 11 de abril de 1970 39A 3
Saturno V SA-509 Apolo 14 31 de enero de 1971 39A 3
Saturno V SA-510 Apolo 15 26 julio 1971 39A 3
Saturno V SA-511 Apolo 16 16 de abril de 1972 39A 3
Saturno V SA-512 Apolo 17 7 de diciembre de 1972 39A 3
Saturno V SA-513 Skylab 1 14 de mayo de 1973 39A 3
Saturno IB SA-206 Skylab 2 25 de mayo de 1973 39B 3
Saturno IB SA-207 Skylab 3 28 julio 1973 39B 3
Saturno IB SA-208 Skylab 4 16 de noviembre de 1973 39B 3
Saturno IB SA-210 ASTP 15 julio 1975 39B 3

Perfil de la misión

Los perfiles de vuelo de Saturno Apolo variaron considerablemente según la misión. Sin embargo, todas las misiones comenzaron con el despegue impulsado por la primera etapa. Para controlar más suavemente el encendido del motor, la acumulación de empuje y el despegue del vehículo, los brazos de sujeción proporcionaron soporte y sostén en cuatro puntos alrededor de la base de la etapa S-IC. Se logró una liberación gradual controlada durante las primeras seis pulgadas de movimiento vertical.

Después de despejar la torre de lanzamiento, un programa de vuelo almacenado en la computadora digital del vehículo de lanzamiento (LVDC) ordenó un giro del vehículo para orientarlo de modo que la maniobra de cabeceo subsiguiente apunte al vehículo en el acimut deseado. Los comandos de balanceo y cabeceo fueron controlados por el programa almacenado y no fueron afectados por las mediciones de navegación. Hasta el final de la quema de S-IC, los comandos de guía eran funciones solo de tiempo.

El corte de la primera etapa y la separación de la etapa se ordenaron cuando la UI recibió una señal de que el nivel de combustible del tanque había alcanzado un punto predeterminado. La guía durante las quemaduras de la segunda y tercera etapa dependía tanto del tiempo como de las mediciones de navegación, para lograr la órbita objetivo utilizando el mínimo de combustible.

La IU ordenó el corte del motor de la segunda etapa a un nivel de combustible predeterminado, y la etapa se separó. En ese momento, el vehículo había alcanzado su altitud orbital aproximada y la quema de la tercera etapa fue lo suficientemente larga como para alcanzar una órbita de estacionamiento circular .

Durante las misiones Apolo tripuladas, el vehículo se deslizó en órbita terrestre durante 2-4 pasadas mientras la tripulación realizaba verificaciones del estado de los sistemas y otras tareas, y mientras las estaciones terrestres rastreaban el vehículo. Durante la hora y media posterior al lanzamiento, las estaciones de seguimiento de todo el mundo habían refinado las estimaciones de la posición y la velocidad del vehículo, conocidas colectivamente como su vector de estado. Las últimas estimaciones se transmitieron a los sistemas de guía en la IU y a la Computadora del Módulo de Comando en la nave espacial. Cuando la Luna, la Tierra y el vehículo estaban en la configuración geométrica óptima, se volvió a encender la tercera etapa para poner el vehículo en una órbita translunar. Para el Apolo 15, por ejemplo, esta quemadura duró 5 minutos y 55 segundos.

Después de la inyección translunar vino la maniobra llamada transposición, acoplamiento y extracción. Esto estaba bajo el control de la tripulación, pero la IU mantuvo estable el vehículo S-IVB / IU mientras el Módulo de Comando / Servicio (CSM) se separaba primero del vehículo, giraba 180 grados y volvía a acoplarse con el Módulo Lunar (LM). Cuando el CSM y el LM se habían "acoplado firmemente" (conectados por una docena de pestillos), la nave espacial reorganizada se separó del S-IVB / IU.

La última función de la IU era comandar la maniobra muy pequeña necesaria para mantener el S-IVB / IU fuera del camino de la nave espacial. En algunas misiones, el S-IVB / IU entró en órbita terrestre o solar alta, mientras que en otras se estrelló contra la Luna; Se dejaron sismómetros en la Luna durante los Apolo 11, 12, 14, 15 y 16, y se ordenó que los S-IVB / IU de los Apolo 13, 14, 15, 16 y 17 se estrellaran. Estos impactos proporcionaron impulsos que fueron registrados por la red de sismómetros para proporcionar información sobre la estructura geológica de la Luna.

Subsistemas

Interior de IU-514, con componentes etiquetados
Diagrama del exterior de IU-514

La UI consta de seis subsistemas: estructura, guía y control, control ambiental, detección de emergencia, comunicaciones por radio (para telemetría, seguimiento y comando) y energía.

Estructura

La estructura básica de IU es un cilindro corto, de 36 pulgadas de alto y 260 pulgadas (6.600 mm) de diámetro, fabricado con un material tipo sándwich de nido de abeja de aleación de aluminio de 0,95 pulgadas (24 mm) de espesor. El cilindro se fabrica en tres segmentos de 120 grados, que se unen mediante placas de empalme en una estructura integral. Los bordes superior e inferior están hechos de canales de aluminio extruido unidos al sándwich de panal. Este tipo de construcción fue seleccionado por su alta relación resistencia / peso, aislamiento acústico y propiedades de conductividad térmica. La IU soportó los componentes montados en su pared interior y el peso de la nave espacial Apollo arriba (el Módulo Lunar, el Módulo de Comando, el Módulo de Servicio y la Torre de Lanzamiento de Escape). Para facilitar el manejo del IU antes de que se ensamblara en el Saturn, los anillos protectores de proa y popa, de 6 pulgadas de alto y pintados de azul, se atornillaron a los canales superior e inferior. Estos se eliminaron en el transcurso de apilar la UI en el vehículo Saturn. La estructura fue fabricada por North American Rockwell en Tulsa, Oklahoma. Edward A. Beasley fue el director del programa de IU.

La UI está dividida en 24 ubicaciones, que están marcadas en el interior con los números 1-24 en la superficie de aluminio, justo encima del reborde azul.

Orientación y control

Sobre la base de la plataforma inercial ST-124-M3

El vehículo de lanzamiento Saturn V fue guiado por equipos de navegación, guía y control ubicados en la IU. Una plataforma de espacio estabilizado (la plataforma inercial ST-124-M3 en la ubicación 21) midió la aceleración y la actitud. Una computadora digital del vehículo de lanzamiento (LVDC en la ubicación 19) resolvió las ecuaciones de guía y una computadora de control de vuelo analógica (ubicación 16) emitió comandos para dirigir el vehículo.

La actitud del vehículo se definió en términos de tres ejes:

  • El eje de balanceo (X) va desde la cola hasta el morro y estaba vertical en el momento del lanzamiento.
  • El eje de cabeceo (Y) forma un ángulo recto con el eje de balanceo y está marcado en el exterior de la IU con + Y sobre la ventana de visualización, fuera de la ubicación 21.
  • El eje de guiñada (Z) forma un ángulo recto con los ejes de cabeceo y balanceo, y está marcado con + Z fuera de la ubicación 3.

La plataforma inercial ST-124-M3 contiene tres cardanes : el cardán exterior (que puede girar 360 ° sobre el eje de balanceo o X del vehículo), el cardán del medio (que puede girar ± 45 ° sobre el eje de guiñada o Z del vehículo) y el cardán interior o inercial (que puede girar 360 ° sobre el paso o el eje Y del vehículo). El cardán interior es una plataforma a la que se fijan varios componentes:

  • Dos péndulos de alineación vertical enviaron señales antes del lanzamiento al equipo de apoyo en tierra, que generó señales a los generadores de torque del giróscopo de la plataforma para nivelar el cardán interno. El sistema de alineación vertical niveló la plataforma con una precisión de ± 2,5 segundos de arco .
  • Se utilizaron dos prismas , uno fijo y el otro accionado por servomotor , con un teodolito externo que miraba a través de la ventana de visualización fuera de la ubicación 21 para establecer el azimut del cardán interno antes del lanzamiento. El acimut se puede establecer con una precisión de ± 5 segundos de arco.
  • Tres giroscopios de un solo grado de libertad tienen sus ejes de entrada alineados a lo largo de un sistema de coordenadas de inercia ortogonal . Tres generadores de señales, fijados al eje de salida de cada giroscopio, generaron señales eléctricas proporcionales a las perturbaciones del par . Las señales se transmitían a través de la electrónica servo que terminaba en los motores servotorque de pivote cardán. Los servoloops mantuvieron el cardán interno fijo rotacionalmente en el espacio de inercia. Es decir, mientras el vehículo rodaba, cabeceaba y guiñaba, el cardán interior permanecía en la misma actitud en la que estaba justo antes del lanzamiento. Aunque se estaba traduciendo durante el proceso de lanzamiento y órbita, se corrigió por rotación.
  • Tres acelerómetros integradores midieron los tres componentes de la velocidad resultantes de la propulsión del vehículo. Las medidas del acelerómetro se enviaron a través del adaptador de datos del vehículo de lanzamiento (LDVA en la ubicación 19) al LVDC. En el LVDC, las medidas del acelerómetro se combinaron con la aceleración gravitacional calculada para obtener la velocidad y la posición del vehículo.

Las posiciones angulares de los cardanes en sus ejes se midieron mediante resolutores, que enviaron sus señales al Adaptador de datos del vehículo de lanzamiento (LVDA). El LVDA fue el dispositivo de entrada / salida para el LVDC. Realizó el procesamiento necesario de señales para que estas señales fueran aceptables para el LVDC.

La actitud instantánea del vehículo se comparó con la actitud deseada del vehículo en el LVDC. Las señales de corrección de actitud del LVDC fueron convertidas en comandos de control por la computadora de control de vuelo. La dirección de empuje requerida se obtuvo al estabilizar los motores en la etapa de propulsión para cambiar la dirección de empuje del vehículo. El cardán de estos motores se logró a través de actuadores hidráulicos . En la primera y segunda etapas (S-IC y S-II), los cuatro motores fuera de borda fueron cargados para controlar el balanceo, cabeceo y guiñada. Dado que la tercera etapa (S-IVB) tiene un solo motor, se utilizó un sistema de propulsión auxiliar para el control de balanceo durante el vuelo motorizado. El sistema de propulsión auxiliar proporciona un control de actitud completo durante el vuelo por costa de la etapa S-IVB / IU.

Control ambiental

El sistema de control ambiental (ECS) mantiene un entorno operativo aceptable para el equipo de IU durante las operaciones de vuelo y antes del vuelo. El ECS se compone de lo siguiente:

  • El sistema de acondicionamiento térmico (TCS), que mantiene una temperatura del refrigerante en circulación al equipo electrónico de 59 ° ± 1 ° F (15 ± 5/9 ° C).
  • Sistema de purga previa al vuelo, que mantiene un suministro de mezcla regulada por temperatura y presión de aire y nitrógeno gaseoso (aire / GN2) en el área del equipo IU / S-IVB.
  • Sistema de suministro de cojinetes de gas, que suministra GN2 a los cojinetes de gas de la plataforma inercial ST-124-M3.
  • Equipo de muestreo de detección de gases peligrosos que monitorea el área entre etapas delantera IU / S-IVB para detectar la presencia de vapores peligrosos

Acondicionamiento Térmico

Los paneles de acondicionamiento térmico, también llamados placas frías, se ubicaron tanto en la etapa IU como en la S-IVB (hasta dieciséis en cada etapa). Cada placa fría contiene orificios roscados para pernos en un patrón de cuadrícula que proporciona flexibilidad de montaje de componentes.

El fluido refrigerante que circulaba a través del TCS era una mezcla de 60 por ciento de metanol y 40 por ciento de agua desmineralizada en peso. Cada placa fría fue capaz de disipar al menos 420 vatios.

Durante el vuelo, el calor generado por los equipos montados en las placas frías se disipaba al espacio mediante un intercambiador de calor por sublimación . El agua de un depósito (acumulador de agua) fue expuesta al ambiente de baja temperatura y presión del espacio, donde primero se congela y luego se sublima, tomando calor del intercambiador de calor y transfiriéndolo a las moléculas de agua que escapan al espacio en estado gaseoso. El agua / metanol se enfrió por circulación a través del intercambiador de calor.

Sistema de purga de aire / GN2 antes del vuelo

Antes del vuelo, el equipo de apoyo en tierra (GSE) suministra aire de ventilación filtrado y enfriado a la UI, ingresando a través del conducto grande en el medio del panel umbilical (ubicación 7) y ramificándose en dos conductos en la parte superior que se transportan alrededor de la UI. en el portacables. Las rejillas de ventilación que apuntan hacia abajo de estos conductos liberan aire de ventilación al interior de la UI. Durante el repostaje, se suministró nitrógeno gaseoso en lugar de aire, para purgar los gases propulsores que de otro modo se podrían acumular en la UI.

Suministro de cojinetes de gas

Para reducir los errores en la detección de actitud y velocidad, los diseñadores reducen la fricción al mínimo en los giroscopios y acelerómetros de la plataforma al hacer flotar los cojinetes sobre una película delgada de nitrógeno seco. El nitrógeno se suministró desde una esfera que contenía 2 pies cúbicos (56,6 L) de gas a 3000 psig (libras por pulgada cuadrada manométrica, es decir, psi por encima de una atmósfera) (20,7 MPa ). Esta esfera tiene un diámetro de 21 pulgadas (0,53 m) y está montada en la ubicación 22, a la izquierda del ST-124-M3. El gas de la esfera de suministro pasa a través de un filtro, un regulador de presión y un intercambiador de calor antes de fluir a través de los cojinetes en la plataforma estable.

Detección de gases peligrosos

El sistema de detección de gases peligrosos monitorea la presencia de gases peligrosos en los compartimentos delanteros de la etapa IU y S-IVB durante el repostaje del vehículo. Se tomaron muestras de gas en cuatro ubicaciones: entre los paneles 1 y 2, 7 y 8, 13 y 14, y 19 y 20. Los tubos conducen desde estas ubicaciones a la ubicación 7, donde se conectaron a equipos de apoyo en tierra (externos a la UI) que puede detectar gases peligrosos.

Detección de emergencia

El sistema de detección de emergencia (EDS) detectó el desarrollo inicial de condiciones en el vehículo de vuelo durante las fases de impulso del vuelo que podrían causar fallas en el vehículo. La EDS reaccionó a estas situaciones de emergencia de dos maneras. Si la avería del vehículo fuera inminente, se iniciaría una secuencia de interrupción automática. Sin embargo, si la condición de emergencia se estaba desarrollando con la suficiente lentitud o era de tal naturaleza que la tripulación de vuelo puede evaluarla y tomar medidas, solo se proporcionaron indicaciones visuales a la tripulación de vuelo. Una vez que se había iniciado una secuencia de aborto, ya sea automática o manualmente, era irrevocable y se ejecutó hasta su finalización.

El EDS se distribuyó por todo el vehículo e incluye algunos componentes en la UI. Había nueve giroscopios de velocidad EDS instalados en la ubicación 15 de la UI. Tres giroscopios monitorearon cada uno de los tres ejes (cabeceo, balanceo y guiñada), proporcionando triple redundancia. El procesador de señales de control (ubicación 15) proporcionó energía y recibió entradas de los nueve giroscopios de velocidad EDS. Estas entradas fueron procesadas y enviadas al distribuidor EDS (ubicación 14) y a la computadora de control de vuelo (ubicación 16). El distribuidor EDS sirvió como caja de conexiones y dispositivo de conmutación para proporcionar los paneles de visualización de la nave espacial con señales de emergencia si existían condiciones de emergencia. También contenía relés y diodos lógicos para la secuencia de interrupción automática. Se activó un temporizador electrónico (ubicación 17) en el despegue y 30 segundos después se activaron los relés en el distribuidor EDS, lo que permitió el apagado múltiple del motor. Esta función se inhibió durante los primeros 30 segundos de lanzamiento, para evitar que el vehículo volviera a caer en el área de lanzamiento. Si bien se inhibió el aborto automático, la tripulación de vuelo puede iniciar un aborto manual si surge una condición de sobrevelocidad angular o de dos motores fuera.

Comunicaciones por radio

La UI se comunicaba por radio continuamente a tierra para varios propósitos. El sistema de medición y telemetría comunicaba datos sobre los procesos internos y las condiciones del Saturn V. El sistema de seguimiento comunicaba los datos utilizados por la Mission Ground Station (MGS) para determinar la ubicación del vehículo. El sistema de comando de radio permitió al MGS enviar comandos a la UI.

Medición y telemetría

Se midieron aproximadamente 200 parámetros en la UI y se transmitieron al suelo, con el fin de

  • Ayudar en la verificación del vehículo de lanzamiento antes del lanzamiento,
  • Determinar la condición del vehículo y verificar los comandos recibidos durante el vuelo, y
  • Facilitar el análisis posterior al vuelo de la misión.

Los parámetros medidos incluyen aceleración , velocidad angular , caudal , posición , presión , temperatura , voltaje , corriente , frecuencia y otros. Las señales de los sensores fueron acondicionadas por amplificadores o convertidores ubicados en racks de medición. Hay cuatro racks de medición en la UI en las ubicaciones 1, 9 y 15 y veinte módulos de acondicionamiento de señal en cada uno. Las señales condicionadas fueron enrutadas a su canal de telemetría asignado por el distribuidor de medición en la ubicación 10. Había dos enlaces de telemetría. Para que los dos enlaces de telemetría de IU manejen aproximadamente 200 mediciones independientes, estos enlaces deben compartirse. Para lograr esto, se utilizaron técnicas de multiplexación de uso compartido de frecuencia y multiplexación de tiempo compartido . Las dos técnicas de modulación utilizadas fueron modulación de código de pulso / modulación de frecuencia (PCM / FM) y modulación de frecuencia / modulación de frecuencia (FM / FM).

Se utilizaron dos multiplexores de tiempo compartido Modelo 270 (MUX-270) en el sistema de telemetría IU, montados en las ubicaciones 9 y 10. Cada uno funciona como un multiplexor de 30 × 120 (30 canales primarios, cada uno muestreado 120 veces por segundo) con disposiciones para submultiplexación de canales primarios individuales para formar 10 subcanales, cada uno muestreado a 12 veces por segundo. Las salidas del MUX-270 van al modelo de ensamblaje PCM / DDAS 301 en la ubicación 12, que a su vez impulsa el transmisor PCM VHF de 245,3 MHz.

Las señales de FM / FM se transmitieron en 28 canales de subportadora y se transmitieron mediante un transmisor de FM de 250,7 MHz.

Los canales FM / FM y PCM / FM se acoplaron a las dos antenas de telemetría en lados opuestos de la IU en las ubicaciones exteriores 10 y 22.

Seguimiento

Los transpondedores de radar de banda C transportados por IU proporcionaron datos de seguimiento al suelo que se utilizaron para determinar la trayectoria del vehículo . El transpondedor recibió una interrogación codificada o de un solo pulso de las estaciones terrestres y transmitió una respuesta de un solo pulso en la misma banda de frecuencia (5,4 a 5,9 GHz ). Se utilizó una antena común para recibir y transmitir. Las antenas de transpondedor de banda C están fuera de las ubicaciones 11 y 23, inmediatamente debajo de las antenas de recepción omnidireccionales CCS PCM.

Mando de radio

El sistema de comunicaciones de comando (CCS) proporcionado para la transmisión de datos digitales desde las estaciones terrestres al LVDC. Este enlace de comunicaciones se utilizó para actualizar la información de orientación o controlar ciertas otras funciones a través del LVDC. Los datos de comando se originaron en el Mission Control Center , Houston , y se enviaron a estaciones remotas para su transmisión al vehículo de lanzamiento. Los mensajes de comando se transmitieron desde tierra a 2101,8 MHz. El mensaje recibido se pasó al decodificador de comandos (ubicación 18), donde se verificó su autenticidad antes de pasarlo al LVDC. La verificación de la recepción del mensaje se realizó a través del sistema de telemetría IU PCM. El sistema CCS utilizó cinco antenas:

  • Una antena direccional única fuera de la ubicación 3-4,
  • Dos antenas omnidireccionales fuera de las ubicaciones 11 y 23, y
  • Dos antenas omnidireccionales fuera de las ubicaciones 12 y 24.

Poder

La energía durante el vuelo se originó con cuatro baterías de plata-zinc con un voltaje nominal de 28 ± 2 vdc. La batería D10 estaba en un estante en la ubicación 5, las baterías D30 y D40 estaban en los estantes en la ubicación 4 y la batería D20 estaba en la ubicación 24. Dos fuentes de alimentación convirtieron la energía de la batería no regulada en 56 vdc regulados y 5 vdc. La fuente de alimentación de 56 vdc estaba en la ubicación 1 y proporcionaba energía al conjunto electrónico de la plataforma ST-124-M3 y al acondicionador de señal del acelerómetro. La fuente de alimentación de 5 V CC en la ubicación 12 proporcionó 5 ± 0,005 V CC al sistema de medición de IU.

Galería

Estas imágenes muestran el desarrollo de la UI. Los primeros cuatro lanzamientos de Saturno no tenían una UI, pero usaban guía, telemetría y otros equipos instalados en la parte superior de la primera etapa.

La primera UI voló en el quinto lanzamiento de Saturno, SA-5, y tenía 3,91 m de diámetro y 1,47 m de altura. Los componentes que transportaba estaban en contenedores presurizados. Esta versión voló en SA-5, SA-6 y SA-7. La IU llevada por las misiones SA-8, -9 y -10 tenía solo 2 pies 10 pulgadas (0,86 m) de altura y no estaba presurizada.

Con los lanzamientos de Saturn IB y Saturn V, se utilizó una tercera versión, de 21,6 pies (6,6 m) de diámetro y 3 pies (0,91 m) de altura. La comparación de estas fotografías de la unidad de instrumentos muestra que la configuración de los componentes que lleva esta versión cambió, dependiendo de la misión. Se eliminó parte del equipo (p. Ej., El sistema de seguimiento Azusa se eliminó de las UI posteriores), se agregó parte del equipo (p. Ej., Una cuarta batería para misiones más largas) y se movieron otros componentes.

Estas imágenes también muestran que algunos componentes (p. Ej., Baterías, la plataforma inercial ST-124) se instalaron en la IU después de haber sido apilados en el VAB en la parte superior de la tercera etapa del S-IVB.

Referencias

Saturno

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  • Chrysler Corporation, División de Huntsville. "Saturn Antenna Systems, SA-5". División de Instrumentación de la División Astronómica de la MSFC de la NASA, 18 de junio de 1963. 439 páginas. Disponible en línea: PDF Describe algunos aspectos de la versión 1 de la UI.
  • Weichel, HJ "Informe de datos de prueba de vuelo SA-8". Memorándum técnico de la NASA TM X-53308. 2 de agosto de 1965. Disponible en línea: PDF De acuerdo con esto, el ASC-15 y el ST-90 se utilizaron en el sistema de guía activo, mientras que el ST-124 formaba parte del sistema de pasajeros.
  • "Manual de vuelo del Saturno V SA-507". Una descripción de 244 páginas de Saturn-Apollo 507, fechada el 5 de octubre de 1969. Incluye un capítulo sobre la unidad del instrumento (Sección VII, PDF página 149). Disponible en línea: PDF

Unidad de instrumentos

  • IBM. "Descripción del sistema de la unidad del instrumento y datos de los componentes". Esto enumera, en la Tabla 1, todos los componentes por nombre, número de pieza, designación de referencia y ubicación para IU-201 a -212 y IU-501 a -515. También incluye fotos de muchos componentes. La página del historial de cambios enumera seis cambios, siendo el último de enero de 1970, el año en que se lanzó IU-508.
  • "Hoja de datos de la unidad de instrumento". Una referencia de noticias de Saturno V de 8 páginas, fechada en diciembre de 1968, aproximadamente en el momento en que IU-505 fue entregado a Cabo Cañaveral. Disponible en línea: PDF
  • "Unidad de instrumentos Saturno". Una descripción de 102 páginas del IU, con fecha de abril de 1968, preparada por Boeing.
  • "Manual del sistema astriónico para vehículos de lanzamiento de Saturno". Una descripción de 417 páginas de la mayoría de las funciones y subsistemas de la unidad del instrumento, con fecha del 1 de noviembre de 1968. Disponible en línea: PDF
  • Lowery, HR "Sistema de mando de la unidad de instrumentos Saturno". NASA MSFC Huntsville, Alabama, 22 de octubre de 1965. 45 páginas. Memorando técnico X- 53350. Disponible en línea: PDF
  • "Descripción del sistema de instrumentación de la unidad de instrumentos Saturn IB / V". International Business Machines, División de Sistemas Federales, Huntsville, Alabama, 1 de junio de 1966. 119 páginas. IBM No. 65-966-0021, MSFC No. III-5-509-1. Disponible en línea: PDF Describe los transductores, el sistema de medición y la función de telemetría de la UI.

Guía de la unidad de instrumentos

  • Herman E. Thomason. "Descripción general del sistema de plataforma inercial ST-124M". NASA TN D-2983, con fecha de septiembre de 1965. 93 páginas. Esto tiene cifras más claras que la mayoría de los documentos PDF sobre la IU, proporcionando las mejores vistas del interior de los giroscopios y cojinetes de gas. Disponible en línea: PDF
  • Walter Haeussermann . "Descripción y rendimiento del sistema de navegación, guía y control del vehículo de lanzamiento Saturn". NASA TN D-5869, con fecha de julio de 1970. 52 páginas. Disponible en línea: PDF
  • Richard L. Moore y Herman E. Thomason. "Geometría de cardán y detección de actitud de la plataforma estabilizada ST-124". NASA TN D-1118, de mayo de 1962. Un relato temprano y matemático, más que descriptivo, del ST-124. En esta fecha, el ST-124 era un concepto de 4 gimbal, mientras que la versión que volaba tenía solo 3 gimbals. Disponible en línea: PDF
  • "Computadora digital para vehículos de lanzamiento Saturn V. Volumen 1: Descripción general y teoría". IBM, 30 de noviembre de 1964. Modificado el 4 de enero de 1965. 256 páginas. Disponible en línea: PDF
  • "Instrucciones de mantenimiento de laboratorio para la computadora digital del vehículo de lanzamiento Saturn V". Volumen 1 de 2, de fecha 4 de enero de 1965. 256 páginas.
  • Decher, Rudolf. "El sistema astriónico de los vehículos de lanzamiento de Saturno". NASA MSFC Huntsville, Alabama, 1 de febrero de 1966. 180 páginas. NASA TM X- 53384. Disponible en línea: PDF
  • Lyons, RE y Vanderkulk, W. "El uso de redundancia triple-modular para mejorar la confiabilidad de la computadora". IBM Journal, abril de 1962, págs. 200–209. Disponible en línea: PDF Theory behind the LVDC.
  • Stumpf, David K. "Titán II. Una historia de un programa de misiles de la guerra fría". Prensa de la Universidad de Arkansas, Fayetteville, Arkansas, 2000. ISBN  1-55728-601-9 . Imagen de la computadora ASC-15 utilizada en el Titan II y en los primeros vuelos de Saturno. El ASC-15 fue el predecesor del LVDC, y fue la computadora de guía antes de IU y en la versión 1 de IU, al menos.

Computadoras de la NASA

  • Tomayko, James E. "Computadoras en vuelo espacial: La experiencia de la NASA". NASA Contractor Report 182505, marzo de 1988. Disponible en línea: HTML
  • "Sistemas informáticos digitales espaciales". NASA, SP-8070, marzo de 1971. Disponible en línea: PDF

Notas

enlaces externos