Приборный блок Saturn V представляет собой кольцеобразную конструкцию, установленную на верхней части третьей ступени ракеты Saturn V ( S-IVB ) и второй ступени Saturn IB (также S-IVB). Он находился непосредственно под панелями SLA (адаптер космического корабля/лунного модуля) , которые содержали лунный модуль Apollo . Приборный блок содержит систему наведения для ракеты Saturn V. Некоторые из электронных компонентов, содержащихся в приборном блоке, включают цифровой компьютер , аналоговый компьютер управления полетом, систему обнаружения аварийных ситуаций, инерциальную платформу наведения, акселерометры управления и гироскопы управления скоростью. Приборный блок (IU) для Saturn V был разработан NASA в Marshall Space Flight Center (MSFC) и был разработан на основе Saturn IU. [1] Подрядчиком NASA по производству приборного блока Saturn V была International Business Machines ( IBM ). [2]
Один из неиспользуемых приборов выставлен в Центре Стивена Ф. Удвара-Хейзи в Шантильи, Вирджиния . На табличке прибора имеется следующая надпись: [3] [4]
Ракета Saturn V, которая отправила астронавтов на Луну, использовала инерциальное наведение, автономную систему, которая управляла траекторией ракеты. Ракетный ускоритель имел систему наведения, отдельную от систем наведения на командном и лунном модулях. Она находилась в приборном блоке, подобном этому, кольце, расположенном между третьей ступенью ракеты и командным и лунным модулями. Кольцо содержало основные компоненты системы наведения — устойчивую платформу, акселерометры, цифровой компьютер и управляющую электронику, а также радар, телеметрию и другие блоки.
Стабильная платформа приборного блока была основана на экспериментальном блоке немецкой ракеты V-2 времен Второй мировой войны. Корпорация Bendix изготовила платформу, а IBM спроектировала и построила цифровой компьютер блока.
.jpg/1280px-Instrument_Unit_514_(IMGP3463mod).jpg)
.jpg/1280px-Instrument_Unit_514_(IMGP3476mod).jpg)
Для ускорителей Saturn I Block I (SA-1 по SA-4) не было приборного блока. Оборудование управления и контроля размещалось в контейнерах на верхней части первой ступени SI и включало стабилизированную платформу ST-90, изготовленную Ford Instrument Company и использовавшуюся в ракете Jupiter . [5]
IU дебютировал с SA-5, первым запуском Saturn I Block II. Первая версия IU имела диаметр 154 дюйма (3,9 м) и высоту 58 дюймов (1,5 м), и была спроектирована и построена MSFC. Компоненты наведения, телеметрии, слежения и питания содержались в четырех герметичных цилиндрических контейнерах, прикрепленных как спицы к центральной ступице. [6]
MSFC запустил версию 2 IU на SA-8, 9 и 10. Версия 2 имела тот же диаметр, что и версия 1, но была всего 34 дюйма (0,86 м) в высоту. Вместо герметичных контейнеров компоненты подвешивались на внутренней стороне цилиндрической стенки, что позволяло снизить вес. [7]
Последняя версия, номер 3, имела диаметр 260 дюймов (6,6 м) и высоту 36 дюймов (0,91 м). Она была разработана MSFC, но произведена IBM на их заводе в Хантсвилле и использовалась во всех запусках Saturn IB и Saturn V. Это версия, которая экспонируется в Вашингтоне, Хантсвилле, Хьюстоне и Центре Apollo/Saturn V.
Профили полета Saturn Apollo значительно различались в зависимости от миссии. [12] [13] [14] Однако все миссии начинались с подъема под действием мощности первой ступени. Для более плавного управления зажиганием двигателя, наращиванием тяги и подъемом транспортного средства, ограничительные рычаги обеспечивали поддержку и удержание в четырех точках вокруг основания ступени S-IC. Постепенное контролируемое освобождение было достигнуто в течение первых шести дюймов вертикального движения.
После пролета стартовой башни программа полета, сохраненная в цифровом компьютере ракеты-носителя (LVDC), дала команду на крен ракеты, чтобы сориентировать ее так, чтобы последующий маневр тангажа направил ракету в желаемом азимуте. Команды крена и тангажа контролировались сохраненной программой и не влияли на навигационные измерения. До конца горения S-IC команды наведения были функциями только времени.
Команды на отключение первой ступени и разделение ступеней подавались, когда IU получал сигнал о том, что уровень топлива в баке достиг заданной точки. Наведение во время работы второй и третьей ступени зависело как от времени, так и от навигационных измерений, чтобы достичь целевой орбиты с минимальным запасом топлива.
Отключение двигателя второй ступени осуществлялось по команде IU при заранее определенном уровне топлива, и ступень отделялась. К этому времени транспортное средство достигло приблизительной высоты орбиты, а время работы третьей ступени было достаточным для достижения круговой парковочной орбиты .
Во время пилотируемых миссий Apollo транспортное средство совершало 2–4 прохода по околоземной орбите, пока экипаж выполнял проверки состояния систем и другие задачи, а наземные станции отслеживали транспортное средство. В течение полутора часов после запуска станции слежения по всему миру уточняли оценки положения и скорости транспортного средства, которые в совокупности называются его вектором состояния. Последние оценки передавались в системы наведения в IU и в компьютер командного модуля космического корабля. Когда Луна, Земля и транспортное средство находились в оптимальной геометрической конфигурации, третья ступень была повторно запущена, чтобы вывести транспортное средство на транслунную орбиту. Например, для Apollo 15 это горение длилось 5 минут 55 секунд.
После транслунной инъекции последовал маневр, называемый транспозицией, стыковкой и извлечением. Это было под контролем экипажа, но IU удерживал транспортное средство S-IVB/IU в устойчивом положении, пока командно-служебный модуль (CSM) сначала отделялся от транспортного средства, поворачивался на 180 градусов и возвращался для стыковки с лунным модулем (LM). Когда CSM и LM были «жестко состыкованы» (соединены дюжиной защелок), перестроенный космический корабль отделился от S-IVB/IU.
Последняя функция IU заключалась в управлении очень небольшим маневром, необходимым для того, чтобы удержать S-IVB/IU вдали от космического корабля. В некоторых миссиях S-IVB/IU выходил на высокую околоземную или солнечную орбиту, в то время как в других он врезался в Луну; сейсмометры были оставлены на Луне во время Аполлона 11, 12, 14, 15 и 16, а S-IVB/IU Аполлона 13, 14, 15, 16 и 17 были направлены на столкновение. Эти удары давали импульсы, которые регистрировались сетью сейсмометров для получения информации о геологической структуре Луны.
БИ состоит из шести подсистем: структура, наведение и управление, контроль окружающей среды, обнаружение чрезвычайных ситуаций, радиосвязь (для телеметрии, слежения и управления) и электропитание.
Базовая структура IU представляет собой короткий цилиндр высотой 36 дюймов и диаметром 260 дюймов (6600 мм), изготовленный из сотового сэндвич-материала из алюминиевого сплава толщиной 0,95 дюйма (24 мм). Цилиндр изготовлен из трех 120-градусных сегментов, которые соединены соединительными пластинами в единую конструкцию. Верхний и нижний края изготовлены из экструдированных алюминиевых каналов, прикрепленных к сотовому сэндвичу. Этот тип конструкции был выбран из-за его высокого соотношения прочности к весу, звукоизоляции и теплопроводности. IU поддерживал компоненты, установленные на его внутренней стенке, и вес космического корабля Apollo выше (лунный модуль, командный модуль, служебный модуль и аварийно-спасательная башня). Для облегчения обращения с IU перед его сборкой в Saturn, передние и задние защитные кольца высотой 6 дюймов, окрашенные в синий цвет, были прикреплены болтами к верхним и нижним каналам. Они были сняты в ходе укладки IU в транспортное средство Saturn. Конструкция была изготовлена компанией North American Rockwell в г. Талса, штат Оклахома. Эдвард А. Бисли был менеджером программы IU.
ВБ разделен на 24 отсека, которые обозначены внутри номерами от 1 до 24 на алюминиевой поверхности прямо над синим фланцем.
Ракета-носитель Saturn V управлялась навигационным, наводящим и управляющим оборудованием, расположенным в IU. Пространственно стабилизированная платформа ( инерциальная платформа ST-124-M3 в позиции 21) измеряла ускорение и ориентацию. Цифровой компьютер ракеты-носителя (LVDC в позиции 19) решал уравнения наведения, а аналоговый компьютер управления полетом (позиция 16) выдавал команды для управления аппаратом.
Положение транспортного средства определялось по трем осям:
Инерциальная платформа ST -124-M3 содержит три кардана : внешний кардан (который может вращаться на 360° вокруг оси крена или оси X транспортного средства), средний кардан (который может вращаться на ±45° вокруг оси рыскания или оси Z транспортного средства) и внутренний или инерционный кардан (который может вращаться на 360° вокруг оси тангажа или оси Y транспортного средства). Внутренний кардан представляет собой платформу, на которой закреплены несколько компонентов:
Угловые положения карданных подвесов на их осях измерялись резольверами, которые отправляли свои сигналы в Launch Vehicle Data Adaptor (LVDA). LVDA был устройством ввода/вывода для LVDC. Он выполнял необходимую обработку сигналов, чтобы сделать эти сигналы приемлемыми для LVDC.
Мгновенное положение транспортного средства сравнивалось с желаемым положением транспортного средства в LVDC. Сигналы коррекции положения от LVDC преобразовывались в команды управления компьютером управления полетом. Требуемое направление тяги было получено путем карданного подвеса двигателей в ступени движения для изменения направления тяги транспортного средства. Карданное подвес этих двигателей осуществлялось с помощью гидравлических приводов . На первой и второй ступенях (S-IC и S-II) четыре внешних двигателя были карданного подвеса для управления креном, тангажом и рысканием. Поскольку третья ступень (S-IVB) имеет только один двигатель, для управления креном во время активного полета использовалась вспомогательная двигательная система. Вспомогательная двигательная система обеспечивает полное управление ориентацией во время полета по инерции ступени S-IVB/IU.
Система контроля окружающей среды (ECS) поддерживает приемлемую рабочую среду для оборудования IU во время предполетных и летных операций. ECS состоит из следующих элементов:
Тепловые панели кондиционирования, также называемые холодными пластинами, были расположены как на этапе IU, так и на этапе S-IVB (до шестнадцати на каждом этапе). Каждая холодная пластина содержит резьбовые отверстия для болтов в сетке, что обеспечивает гибкость монтажа компонентов.
Охлаждающая жидкость, циркулирующая через TCS, представляла собой смесь 60 процентов метанола и 40 процентов деминерализованной воды по весу. Каждая холодная пластина могла рассеивать не менее 420 Вт.
Во время полета тепло, вырабатываемое оборудованием, установленным на холодных пластинах, рассеивалось в космосе с помощью сублимационного теплообменника . Вода из резервуара (водяного аккумулятора) подвергалась воздействию низких температур и давления космической среды, где она сначала замерзала, а затем сублимировалась, забирая тепло из теплообменника и передавая его молекулам воды, которые выходили в космос в газообразном состоянии. Вода/метанол охлаждались путем циркуляции через теплообменник.
Перед полетом наземное вспомогательное оборудование (GSE) подает охлажденный, отфильтрованный вентиляционный воздух в IU, поступающий через большой воздуховод в середине панели шлангокабеля (местоположение 7) и разветвляющийся на два воздуховода в верхней части, которые проходят вокруг IU в кабельной стойке. Направленные вниз вентиляционные отверстия из этих воздуховодов выпускают вентиляционный воздух внутрь IU. Во время заправки вместо воздуха подавался газообразный азот для продувки любых топливных газов, которые в противном случае могли бы накапливаться в IU.
Чтобы уменьшить ошибки в определении положения и скорости, конструкторы свели трение в гироскопах и акселерометрах платформы к минимуму, поместив подшипники на тонкую пленку сухого азота. Азот подавался из сферы, содержащей 2 куб. фута (56,6 л) газа под давлением 3000 фунтов на квадратный дюйм (фунтов на квадратный дюйм, т. е. фунтов на квадратный дюйм выше одной атмосферы) (20,7 МПа ). Эта сфера имеет диаметр 21 дюйм (0,53 м) и установлена в точке 22, слева от ST-124-M3. Газ из сферы подачи проходит через фильтр, регулятор давления и теплообменник, прежде чем поступить через подшипники в устойчивой платформе.
Система обнаружения опасных газов отслеживает наличие опасных газов в передних отсеках ступени IU и S-IVB во время заправки транспортного средства. Газ отбирался в четырех местах: между панелями 1 и 2, 7 и 8, 13 и 14, а также 19 и 20. Трубки ведут из этих мест в место 7, где они были подключены к наземному вспомогательному оборудованию (внешнему по отношению к IU), которое может обнаруживать опасные газы.
Система обнаружения аварийных ситуаций (EDS) распознавала начальное развитие условий в летательном аппарате во время фаз ускорения полета, которые могли привести к отказу аппарата. EDS реагировала на эти аварийные ситуации одним из двух способов. Если разрушение аппарата было неизбежным, запускалась автоматическая последовательность прерывания. Если же, однако, аварийное состояние развивалось достаточно медленно или имело такой характер, что летный экипаж мог оценить его и предпринять действия, летному экипажу предоставлялись только визуальные указания. После того, как последовательность прерывания была инициирована автоматически или вручную, она была необратимой и выполнялась до конца.
EDS была распределена по всему транспортному средству и включала некоторые компоненты в IU. В IU было установлено девять гироскопов скорости EDS в позиции 15. Три гироскопа контролировали каждую из трех осей (тангаж, крен и рыскание), обеспечивая тройное резервирование. Процессор управляющих сигналов (позиция 15) обеспечивал питание и получал входные данные от девяти гироскопов скорости EDS. Эти входные данные обрабатывались и отправлялись в распределитель EDS (позиция 14) и в компьютер управления полетом (позиция 16). Распределитель EDS служил в качестве распределительной коробки и коммутационного устройства для подачи на панели отображения космического корабля аварийных сигналов в случае возникновения аварийных ситуаций. Он также содержал релейную и диодную логику для автоматической последовательности отмены. Электронный таймер (позиция 17) активировался при взлете и через 30 секунд активировал реле в распределителе EDS, что позволяло многократно выключать двигатели. Эта функция была заблокирована в течение первых 30 секунд запуска, чтобы предотвратить падение транспортного средства обратно в зону запуска. Хотя автоматическое прерывание полета было заблокировано, летный экипаж мог инициировать ручное прерывание полета в случае возникновения углового превышения или отказа двух двигателей.
IU постоянно общался по радио с землей для различных целей. Система измерений и телеметрии передавала данные о внутренних процессах и условиях на Saturn V. Система слежения передавала данные, используемые наземной станцией Mission Ground Station (MGS) для определения местоположения транспортного средства. Система радиокоманд позволяла MGS отправлять команды на IU.
Около 200 параметров были измерены на ИБ и переданы на землю, чтобы
Измеряемые параметры включают ускорение , угловую скорость , расход [ какой? ] , положение , давление , температуру , напряжение , ток , частоту и другие. Сигналы датчиков обрабатывались усилителями или преобразователями, расположенными в измерительных стойках. В IU имеется четыре измерительных стойки в местах 1, 9 и 15 и двадцать модулей обработки сигналов в каждой. [ необходимо разъяснение ] Обработанные сигналы направлялись на назначенный им канал телеметрии измерительным распределителем в месте 10. Было два канала телеметрии. Для того чтобы два канала телеметрии IU могли обрабатывать примерно 200 отдельных измерений, эти каналы должны быть общими. Для этого использовались как методы разделения частоты, так и методы мультиплексирования с разделением времени. Использовались два метода модуляции : импульсно-кодовая модуляция /частотная модуляция (PCM/FM) и частотная модуляция/частотная модуляция (FM/FM).
Два мультиплексора с разделением времени модели 270 (MUX-270) использовались в системе телеметрии IU, установленные в местах 9 и 10. Каждый из них работает как мультиплексор 30×120 (30 первичных каналов, каждый из которых оцифровывается 120 раз в секунду) с возможностью субмультиплексирования отдельных первичных каналов для формирования 10 подканалов, каждый из которых оцифровывается 12 раз в секунду. Выходы от MUX-270 поступают на сборку PCM/DDAS модели 301 в месте 12, которая, в свою очередь, управляет передатчиком PCM VHF 245,3 МГц.
Сигналы FM/FM передавались по 28 поднесущим каналам с помощью FM-передатчика с частотой 250,7 МГц.
Каналы FM/FM и PCM/FM были подключены к двум телеметрическим антеннам на противоположных сторонах IU за пределами локаций 10 и 22.
Радиолокационные транспондеры C-диапазона, установленные на IU, передавали данные слежения на землю, которые использовались для определения траектории движения транспортного средства . Транспондер получал кодированный или одноимпульсный запрос от наземных станций и передавал одноимпульсный ответ в том же диапазоне частот (от 5,4 до 5,9 ГГц ). Для приема и передачи использовалась общая антенна . Антенны транспондеров C-диапазона находятся снаружи позиций 11 и 23, непосредственно под всенаправленными приемными антеннами CCS PCM.
Система командной связи (CCS) обеспечивала цифровую передачу данных с наземных станций в LVDC. Эта линия связи использовалась для обновления информации о наведении или управления некоторыми другими функциями через LVDC. Командные данные создавались в Центре управления полетами в Хьюстоне и отправлялись на удаленные станции для передачи на ракету-носитель. Командные сообщения передавались с земли на частоте 2101,8 МГц. Полученное сообщение передавалось в командный декодер (местоположение 18), где оно проверялось на подлинность перед передачей в LVDC. Проверка получения сообщения осуществлялась через телеметрическую систему IU PCM. Система CCS использовала пять антенн:
Питание во время полета обеспечивалось четырьмя серебряно-цинковыми батареями с номинальным напряжением 28±2 В постоянного тока. Батарея D10 находилась на полке в позиции 5, батареи D30 и D40 находились на полках в позиции 4, а батарея D20 находилась в позиции 24. Два источника питания преобразовывали нерегулируемое питание батареи в регулируемое 56 В постоянного тока и 5 В постоянного тока. Источник питания 56 В постоянного тока находился в позиции 1 и обеспечивал питание электронного узла платформы ST-124-M3 и преобразователя сигнала акселерометра. Источник питания 5 В постоянного тока в позиции 12 обеспечивал 5 ±.005 В постоянного тока для измерительной системы IU.
На этих снимках показана разработка IU. Первые четыре запуска Saturn не имели IU, но использовали наведение, телеметрию и другое оборудование, установленное на верхней части первой ступени.
Первый IU полетел на пятом запуске Saturn, SA-5, и был 12 футов 10 дюймов (3,91 м) в диаметре и 4 фута 10 дюймов (1,47 м) в высоту. Компоненты, которые он перевозил, находились в герметичных контейнерах. Эта версия летала на SA-5, SA-6 и SA-7. IU, перевозимый миссиями SA-8, -9 и -10, был всего 2 фута 10 дюймов (0,86 м) в высоту и не был герметичным. [16]
При запусках Saturn IB и Saturn V использовалась третья версия диаметром 21,6 фута (6,6 м) и высотой 3 фута (0,91 м). Сравнение этих фотографий приборного блока показывает, что конфигурация компонентов, перевозимых этой версией, менялась в зависимости от миссии. Часть оборудования была удалена (например, система слежения Azusa была удалена из более поздних IU), часть оборудования была добавлена (например, четвертая батарея для более длительных миссий), а другие компоненты были перемещены.
На этих снимках также видно, что некоторые компоненты (например, аккумуляторные батареи, инерциальная платформа ST-124) были установлены в IU после того, как он был сложен в VAB поверх третьей ступени S-IVB.
.jpg/1280px-Saturn_V_Instrument_Unit_(MSFC-6412716).jpg)
.jpg/1280px-System_Test_of_the_Saturn_V_Instrument_Unit_(6861934).jpg)
