Приборный блок Сатурн V

Кольцеобразная структура

Схема приборного блока Сатурн V

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 сразу под панелями SLA (адаптер космического корабля/лунного модуля), в которых находился лунный модуль «Аполлон» . Приборный блок содержит систему наведения ракеты «Сатурн-5». Часть электроники, содержащейся в приборном блоке, представляет собой цифровой компьютер , аналоговый компьютер управления полетом, систему аварийного обнаружения, инерциальную платформу наведения, управляющие акселерометры и гироскопы управления скоростью. Приборный блок (IU) для Saturn V был разработан НАСА в Центре космических полетов Маршалла (MSFC) и был разработан на основе Saturn I IU. ^[1] Подрядчиком НАСА по производству приборного блока «Сатурн-5» была компания International Business Machines ( IBM ). ^[2]

Один из неиспользованных блоков инструментов выставлен в Центре Стивена Ф. Удвар-Хейзи в Шантильи, штат Вирджиния . На табличке агрегата имеется следующая надпись: ^{[3] [4]}

Ракета «Сатурн-5», которая отправила астронавтов на Луну, использовала инерциальное наведение — автономную систему, определяющую траекторию ракеты. Ракетный ускоритель имел систему наведения, отдельную от систем на командном и лунном модулях. Он находился в таком же приборном блоке — кольце, расположенном между третьей ступенью ракеты и командным и лунным модулями. На кольце находились основные компоненты системы наведения — устойчивая платформа, акселерометры, цифровой компьютер и управляющая электроника, а также радар, телеметрия и другие агрегаты.

Стабильная платформа приборного блока была основана на экспериментальной установке немецкой ракеты Фау-2 времен Второй мировой войны. Корпорация Bendix произвела платформу, а IBM спроектировала и построила цифровой компьютер для подразделения.

Вид на ИУ-514 с этажа УХК

Приборный блок №. 514 в Национальном музее авиации и космонавтики, Центр Удвар-Хейзи, Даллес, Вирджиния; нос космического корабля "Энтерпрайз" виден слева.

Технические характеристики

• Диаметр: 260 дюймов (6,6 м)
• Высота: 36 дюймов (914 мм)
• Вес при запуске: ~ 4400 фунтов (1996 кг)

История миссии

Для ускорителей Saturn I Block I (от SA-1 до SA-4) не было приборного блока. Аппаратура наведения и управления размещалась в контейнерах поверх первой ступени SI и включала стабилизированную платформу ST-90, произведенную компанией Ford Instrument Company и использовавшуюся в ракете «Юпитер» . ^[5]

IU дебютировал с SA-5, первым запуском Saturn I Block II. Первая версия IU имела диаметр 154 дюйма (3900 мм) и высоту 58 дюймов (1500 мм) и была спроектирована и изготовлена ​​компанией MSFC. Компоненты наведения, телеметрии, слежения и питания находились в четырех герметичных цилиндрических контейнерах, прикрепленных как спицы к центральной ступице. ^[6]

MSFC летал на версии 2 IU на SA-8, 9 и 10. Версия 2 имела тот же диаметр, что и версия 1, но высоту всего 34 дюйма (860 мм). Вместо герметичных контейнеров компоненты подвешивались на внутренней стороне цилиндрической стенки, что позволило снизить вес. ^[7]

Последняя версия, номер 3, имела диаметр 260 дюймов (6600 мм) и высоту 36 дюймов (910 мм). Он был разработан MSFC, но произведен IBM на их заводе в Хантсвилле и использовался на всех запусках Saturn IB и Saturn V. Эта версия выставлена ​​в Вашингтоне, Хантсвилле, Хьюстоне и Центре Аполлона/Сатурна V.

Профиль миссии

Профили полета Сатурна-Аполлона значительно различались в зависимости от миссии. ^{[12] [13] [14]} Все миссии начинались, однако, со старта на мощности первой ступени. Для более плавного управления зажиганием двигателя, нарастанием тяги и отрывом автомобиля удерживающие 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 прохождения стартовой башни программа полета, хранящаяся в цифровом компьютере ракеты-носителя (LVDC), давала команду развернуть аппарат, чтобы сориентировать его так, чтобы последующий маневр по тангажу навел аппарат на желаемый азимут. Команды крена и тангажа контролировались сохраненной программой и на них не влияли навигационные измерения. До конца горения S-IC команды наведения были функцией только времени.

Команда на отключение первой ступени и отделение ступени была подана, когда МЕ получил сигнал о том, что уровень топлива в баке достиг заданной точки. Наведение во время горения второй и третьей ступеней зависело как от времени, так и от навигационных измерений, чтобы выйти на целевую орбиту с минимальным использованием топлива.

Отключение двигателя второй ступени было дано командой ИБ при заранее определенном уровне топлива, и ступень отделилась. К этому времени аппарат достиг примерной орбитальной высоты, а продолжительность работы третьей ступени была достаточно продолжительной, чтобы достичь круговой парковочной орбиты .

Во время миссий «Аполлон» с экипажем аппарат находился на околоземной орбите 2–4 прохода, пока экипаж выполнял проверку состояния систем и выполнение других задач, а наземные станции отслеживали аппарат. В течение полутора часов после запуска станции слежения по всему миру получили уточненные оценки положения и скорости корабля, известные под общим названием «вектор его состояния». Последние оценки были переданы в системы наведения межблочного модуля и в компьютер командного модуля космического корабля. Когда Луна, Земля и корабль пришли в оптимальную геометрическую конфигурацию, третья ступень была повторно запущена, чтобы вывести корабль на транслунную орбиту. Например, для «Аполлона-15» это горение длилось 5 минут 55 секунд.

После транслунной инъекции последовал маневр, называемый транспозицией, стыковкой и экстракцией. Это находилось под контролем экипажа, но IU удерживал транспортное средство S-IVB/IU неподвижно, в то время как командно-сервисный модуль (CSM) сначала отделился от транспортного средства, развернулся на 180 градусов и вернулся для стыковки с лунным модулем (LM). Когда CSM и LM «жестко состыковались» (соединились дюжиной защелок), переставленный космический корабль отделился от S-IVB/IU.

Последней функцией IU было управление очень небольшим маневром, необходимым для того, чтобы S-IVB/IU не мешал космическому кораблю. В некоторых миссиях S-IVB/IU выходил на высокую околоземную или солнечную орбиту, а 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 аварию. Эти удары обеспечили импульсы, которые были зарегистрированы сетью сейсмометров, чтобы получить информацию о геологической структуре Луны.

Подсистемы

Интерьер ИУ-514 с маркировкой компонентов

Схема внешнего вида ИУ-514

ИБ состоит из шести подсистем: структуры, наведения и управления, экологического контроля, обнаружения аварийных ситуаций, радиосвязи (для телеметрии, слежения и управления) и силовой.

Состав

Базовая конструкция 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 состоит из трех сегментов по 120 градусов, 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 высокого соотношения прочности и веса, звукоизоляции и теплопроводности. Межблочный модуль поддерживал компоненты, установленные на его внутренней стене, и вес космического корабля «Аполлон» наверху (лунный модуль, командный модуль, служебный модуль и аварийно-спасательную башню). Для облегчения обращения с ИБ перед его сборкой в ​​«Сатурн» к верхнему и нижнему каналам были прикреплены болтами носовое и кормовое защитные кольца высотой 6 дюймов, окрашенные в синий цвет. Они были удалены при установке МЕ в корабль «Сатурн». Конструкция была изготовлена ​​компанией North American Rockwell в Талсе, Оклахома. Эдвард А. Бизли был менеджером программы IU.

Внутренний блок разделен на 24 места, которые отмечены внутри номерами 1–24 на алюминиевой поверхности чуть выше синего фланца.

Руководство и контроль

Чертеж на инерциальной платформе СТ-124-М3

Наведение ракеты-носителя «Сатурн-5» осуществлялось с помощью аппаратуры навигации, наведения и управления, расположенной в МЕ. Космическая стабилизированная платформа ( инерционная платформа СТ-124-М3 в точке 21) измеряла ускорение и ориентацию. Цифровой компьютер ракеты -носителя (LVDC в позиции 19) решал уравнения наведения, а аналоговый компьютер управления полетом (точка 16) выдавал команды на управление кораблем.

Положение автомобиля определялось по трем осям:

• Ось крена (X) проходит от хвоста к носу и во время запуска была вертикальной.
• Ось наклона (Y) расположена под прямым углом к ​​оси крена и отмечена на внешней стороне внутреннего модуля знаком +Y над окном просмотра, за пределами позиции 21.
• Ось рыскания (Z) расположена под прямым углом к ​​осям тангажа и крена и отмечена знаком +Z за пределами точки 3. ^[15]

Инерционная платформа ST-124-M3 содержит три подвеса : внешний подвес (который может вращаться на 360° вокруг крена или оси X транспортного средства), средний подвес (который может вращаться на ±45° вокруг оси рыскания или оси Z автомобиля). транспортное средство) и внутренний или инерционный подвес (который может вращаться на 360° вокруг угла наклона или оси Y транспортного средства). Внутренний подвес представляет собой платформу, к которой прикреплены несколько компонентов:

• Два маятника вертикального выравнивания перед запуском посылали сигналы на наземное вспомогательное оборудование, которое генерировало сигналы на генераторы крутящего момента гироскопа платформы для выравнивания внутреннего подвеса. Система вертикального выравнивания выравнивала платформу с точностью ±2,5 угловых секунды .
• Две призмы , одна фиксированная и одна с сервоприводом , использовались с внешним теодолитом , который визировался через смотровое окно за пределами точки 21, чтобы установить азимут внутреннего подвеса перед запуском. Азимут можно было установить с точностью ±5 угловых секунд.
• Входные оси трех гироскопов с одной степенью свободы ориентированы вдоль ортогональной инерциальной системы координат. Три генератора сигналов, закрепленные на выходной оси каждого гироскопа, генерировали электрические сигналы, пропорциональные возмущениям крутящего момента . Сигналы передавались через сервоэлектронику, которая заканчивалась сервомоторами поворота карданного подвеса. Серволупы поддерживали вращательную фиксацию внутреннего подвеса в инерционном пространстве. То есть, пока аппарат катился, наклонялся и отклонялся от курса, внутренний подвес оставался в том же положении, в котором он был установлен непосредственно перед запуском. Хотя в процессе запуска и выхода на орбиту он перемещался, он был зафиксирован во вращении.
• Три интегрирующих акселерометра измеряли три компонента скорости, возникающие в результате движения транспортного средства. Измерения акселерометра отправлялись через адаптер данных ракеты-носителя (LDVA в позиции 19) на LVDC. В LVDC измерения акселерометра были объединены с вычисленным гравитационным ускорением для получения скорости и положения транспортного средства.

Угловые положения подвесов на их осях измерялись резольверами, которые отправляли свои сигналы на адаптер данных ракеты-носителя (LVDA). LVDA был устройством ввода/вывода для LVDC. Он выполнил необходимую обработку сигналов, чтобы сделать эти сигналы приемлемыми для LVDC.

Мгновенное положение транспортного средства сравнивалось с желаемым положением транспортного средства в LVDC. Сигналы коррекции ориентации от LVDC преобразовывались в команды управления компьютером управления полетом. Требуемое направление тяги достигалось за счет подвески двигателей на маршевом этапе для изменения направления тяги аппарата. Подвеска этих двигателей осуществлялась с помощью гидроприводов . На первой и второй ступенях (S-IC и S-II) четыре подвесных двигателя были закреплены на подвесе для управления креном, тангажем и рысканьем. Поскольку третья ступень (S-IVB) имела только один двигатель, для управления креном в полете с двигателем использовалась вспомогательная двигательная установка. Вспомогательная двигательная установка обеспечивает полное управление ориентацией при каботажном полете ступени S-IVB/IU.

Экологический контроль

Система экологического контроля (ECS) поддерживает приемлемые условия эксплуатации оборудования МЕ во время предполетной и летной подготовки. В состав ECS входят:

• Система термического кондиционирования (TCS), которая поддерживает температуру охлаждающей жидкости, циркулирующей в электронном оборудовании, на уровне 59 ± 1 °F (15 ± 5/9 °C).
• Система предполетной продувки, обеспечивающая подачу регулируемой по температуре и давлению смеси воздуха и газообразного азота (воздух/GN2) в зону оборудования IU/S-IVB.
• Система подачи газовых подшипников, обеспечивающая подачу ГН2 на газовые подшипники инерционной платформы СТ-124-М3.
• Оборудование для отбора проб для обнаружения опасных газов, которое контролирует переднюю межкаскадную зону IU/S-IVB на наличие опасных паров.

Термическое кондиционирование

Панели термического кондиционирования, также называемые холодными плитами, располагались как на ступени IU, так и на ступени S-IVB (до шестнадцати на каждой ступени). Каждая холодная пластина содержит резьбовые отверстия под болты в виде сетки, 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 была способна рассеивать не менее 420 Вт.

Во время полета тепло, выделяемое оборудованием, установленным на холодных пластинах, рассеивалось в космос с помощью сублимационного теплообменника . Вода из резервуара (аккумулятора воды) подвергалась воздействию среды космоса с низкой температурой и давлением, где она сначала замерзает, а затем сублимируется, забирая тепло от теплообменника и передавая его молекулам воды, которые уходят в космос в газообразном состоянии. Вода/метанол охлаждалась циркуляцией через теплообменник.

Предполетная система продувки воздухом/GN2

Перед полетом наземное вспомогательное оборудование (GSE) подает в ББ охлажденный отфильтрованный вентиляционный воздух, поступающий через большой воздуховод в середине шлангокабеля (позиция 7) и разветвляющийся на два воздуховода вверху, которые проходят вокруг ББ. в кабельной стойке. Направленные вниз вентиляционные отверстия этих воздуховодов выпускают вентиляционный воздух во внутреннюю часть внутреннего блока. Во время заправки вместо воздуха подавался газообразный азот, чтобы удалить любые пороховые газы, которые в противном случае могли бы накопиться в МЕ.

Поставка газовых подшипников

Чтобы уменьшить ошибки измерения положения и скорости, конструкторы свели к минимуму трение в гироскопах и акселерометрах платформы, поместив подшипники в тонкую пленку сухого азота. Азот подавался из сферы, содержащей 2 куб. фута (56,6 л) газа под манометрическим 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 пройти через подшипники в стабильной платформе.

Обнаружение опасного газа

Система обнаружения опасных газов контролирует наличие опасных газов в носовых отсеках ступеней IU и S-IVB во время заправки корабля. Пробы газа отбирались в четырех местах: между панелями 1 и 2, 7 и 8, 13 и 14, 19 и 20. Трубки ведут от этих мест к месту 7, где они подключаются к наземному вспомогательному оборудованию (внешнему по отношению к БП), которое может обнаружить опасные газы.

Аварийное обнаружение

Система аварийного обнаружения (EDS) обнаружила начальное развитие условий в летательном аппарате на этапах полета с наддувом, которые могли привести к отказу транспортного средства. СЭД отреагировала на эти экстренные ситуации одним из двух способов. Если бы разрушение транспортного средства было неизбежным, была бы инициирована автоматическая последовательность прерывания. Однако если аварийная ситуация развивалась достаточно медленно или имела такой характер, что летный экипаж мог ее оценить и принять меры, летному экипажу предоставлялись только визуальные указания. Как только последовательность прерываний была инициирована автоматически или вручную, она была безотзывной и доходила до завершения.

ЭЦП была распространена по всему автомобилю и включает в себя некоторые компоненты МЕ. В точке 15 IU было установлено девять гироскопов скорости EDS. Три гироскопа контролировали каждую из трех осей (тангаж, крен и рыскание), обеспечивая тройное резервирование. Процессор управляющих сигналов (позиция 15) обеспечивал питание и принимал входные данные от девяти гироскопов скорости EDS. Эти входные данные обрабатывались и отправлялись распределителю EDS (пункт 14) и в компьютер управления полетом (пункт 16). Распределитель ЭЦП служил распределительной коробкой и коммутационным устройством для подачи на табло корабля аварийных сигналов в случае возникновения аварийных условий. Он также содержал релейную и диодную логику для автоматического прерывания работы. Электронный таймер (позиция 17) сработал при взлете и через 30 секунд включил реле в распределителе EDS, что позволило многократно заглушить двигатель. Эта функция была заблокирована в течение первых 30 секунд запуска, чтобы предотвратить падение корабля обратно в зону запуска. Хотя автоматическое прерывание было заблокировано, летный экипаж мог инициировать прерывание вручную, если возникло состояние превышения угла наклона или отказа двух двигателей.

Радиосвязь

IU постоянно поддерживал связь с землей по радио для нескольких целей. Система измерений и телеметрии передавала данные о внутренних процессах и условиях на «Сатурне-5». Система слежения передала данные, используемые наземной станцией миссии (MGS) для определения местоположения транспортного средства. Система радиоуправления позволяла MGS передавать команды на IU.

Измерение и телеметрия

На МЕ было измерено и передано на землю около 200 параметров, чтобы

• Помощь в проверке ракеты-носителя перед запуском,
• Определить состояние транспортного средства и проверить полученные команды во время полета, а также
• Содействовать послеполетному анализу миссии.

Измеряемые параметры включают ускорение , угловую скорость , скорость потока ^{[ какую? ]} , положение , давление , температура , напряжение , ток , частота и другие. Сигналы датчиков обрабатывались усилителями или преобразователями , расположенными в измерительных стойках. В БИ имеется четыре измерительные стойки в позициях 1, 9 и 15 и по двадцать модулей формирования сигнала в каждой. ^{[ нужны разъяснения ]} Обработанные сигналы направлялись на назначенный им канал телеметрии измерительным распределителем в точке 10. Было два канала телеметрии. Чтобы два канала телеметрии IU могли обрабатывать примерно 200 отдельных измерений, эти каналы должны быть общими. Для этого использовались методы как разделения частот, так и мультиплексирования с разделением времени. Двумя используемыми методами модуляции были импульсно-кодовая /частотная модуляция (PCM/FM) и частотная модуляция/частотная модуляция (FM/FM).

В телеметрической системе IU использовались два мультиплексора с разделением времени модели 270 (MUX-270), установленные в точках 9 и 10. Каждый из них работает как мультиплексор 30×120 (30 первичных каналов, каждый из которых производит выборку 120 раз в секунду) с возможностью субмультиплексирование отдельных первичных каналов для формирования 10 подканалов, каждый из которых дискретизируется 12 раз в секунду. Выходы с MUX-270 поступают на сборку PCM/DDAS модели 301 в позиции 12, которая, в свою очередь, управляет УКВ-передатчиком PCM 245,3 МГц.

Сигналы FM/FM передавались по 28 поднесущим каналам и передавались FM-передатчиком на частоте 250,7 МГц.

Каналы FM/FM и PCM/FM были подключены к двум телеметрическим антеннам на противоположных сторонах внутреннего блока за пределами точек 10 и 22.

Отслеживание

Радиолокационные ответчики C-диапазона , установленные на IU, предоставляли данные слежения за землей, которые использовались для определения траектории транспортного средства . Транспондер принимал закодированный или одиночный импульсный запрос от наземных станций и передал одноимпульсный ответ в том же диапазоне частот (от 5,4 до 5,9 ГГц ). Для приема и передачи использовалась общая антенна . Антенны транспондера C-диапазона находятся за пределами мест 11 и 23, сразу под всенаправленными приемными антеннами CCS PCM.

Радиокоманда

Система связи управления (CCS) обеспечивала передачу цифровых данных с наземных станций на LVDC. Этот канал связи использовался для обновления навигационной информации или управления некоторыми другими функциями через LVDC. Данные командования исходили из Центра 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 декодер команд (место 18), где оно проверялось на подлинность перед передачей в LVDC. Проверка получения сообщения осуществлялась через телеметрическую систему IU PCM. В системе CCS использовалось пять антенн:

• Одна направленная антенна за пределами пункта 3–4,
• Две всенаправленные передающие антенны за пределами пунктов 11 и 23, и
• Две всенаправленные антенны за пределами локаций 12 и 24.

Власть

Питание во время полета осуществлялось от четырех серебряно-цинковых батарей 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 нестабилизированное питание батареи в регулируемое напряжение 56 В постоянного тока и 5 В постоянного тока. Источник питания 56 В постоянного тока находился в точке 1 и обеспечивал питание электронного блока платформы СТ-124-М3 и формирователя сигнала акселерометра. Источник питания 5 В постоянного тока в точке 12 подавал напряжение 5 ± 0,005 В постоянного тока на измерительную систему IU.

Галерея

Эти изображения показывают развитие МЕ. Первые четыре запуска «Сатурна» не имели МЕ, а использовали наведение, телеметрию и другое оборудование, установленное поверх первой ступени.

Первый МЕ поднялся на пятый запуск Сатурна, SA-5, и имел диаметр 12 футов 10 дюймов (3,91 м) и высоту 4 фута 10 дюймов (1,47 м). Компоненты, которые он перевозил, находились в герметичных контейнерах. Эта версия летала на СА-5, СА-6 и СА-7. МЕ, перевозимый миссиями SA-8, -9 и -10, имел высоту всего 2 фута 10 дюймов (0,86 м) и не находился под давлением. ^[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 этой версии менялась в зависимости от задачи. Некоторое оборудование было удалено (например, система слежения Azusa была удалена из более поздних IU), некоторое оборудование было добавлено (например, четвертая батарея для более длительных миссий), а другие компоненты были перемещены.

На этих изображениях также видно, что некоторые компоненты (например, аккумуляторы, инерционная платформа СТ-124) были установлены в МЕ после того, как он был уложен в VAB поверх третьей ступени S-IVB.

• 
  Сравнение автомобилей Saturn I. Нет IU на SA-1–4; версия 1 от SA-5 до -7; версия 2 от СА-8 до -10.
• 
  Сатурн I конфигурация
• 
  Конфигурация Сатурн ИБ
• 
  До приборного блока компоненты наведения «Сатурна» размещались в контейнерах.
• 
  Контейнеры устанавливаются в носовой части ступени С-1.
• 
  Ступень С-1 с контейнерами в носовой части
• 
  Размеры IU версии 1
• 
  Макет 1 варианта приборного блока
• 
  Разрез варианта 1 блока приборов
• 
  Версии 1 и 2 МЕ
• 
  Ранний приборный блок в здании 4705 Центра космических полетов Маршалла
• 
  IU на заводе IBM в Хантсвилле
• 
  Четыре МЕ на заводе IBM в Хантсвилле
• 
  IU-501 участвовал в миссии «Аполлон-4».
• 
  ИУ-501 снизу в ВАБ
• 
  ИУ-501 на вершине S-IVB в штабеле для миссии Аполлон-4 (SA-501)
• 
  ИУ-502 над ступенью S-IVB в ВАБ 14 июля 1967 г.
• 
  SA-514 IU на выставке в Центре Аполлона/Сатурна V

Рекомендации

Сатурн

• Бильштейн, Роджер Э. (1980). Этапы пути к Сатурну: технологическая история ракет-носителей «Аполлон/Сатурн». НАСА SP-4206. ISBN  0-16-048909-1 . Доступно онлайн: HTML или PDF.
• Дэвид С. Акенс. «Сатурн, иллюстрированная хронология». Первые одиннадцать лет Сатурна: с апреля 1957 по апрель 1968 года». НАСА — Центр космических полетов Маршалла, MHR-5, 20 января 1971 г. Доступно онлайн: HTML
• «Сатурн I Краткое содержание». 43-страничный популярный отчет о программе «Сатурн-1» от 15 февраля 1966 года, охватывающий миссии от SA-1 до SA-10. Доступно онлайн на сайте NTRS: PDF.
• «Пресс-кит Сатурн V». Включает документы по Сатурну V, первой ступени, двигателю F-1, второй ступени, двигателю J-2, приборному блоку, объектам, испытаниям, сборке и запуску корабля, менеджеру программы, истории полетов, STS-1, подрядчикам, глоссарию и указателю. . Доступно онлайн: HTML
• «Система ракеты-носителя Аполлон «А» / Сатурн С-1». Офис НАСА MSFC Saturn Systems, 17 июля 1961 г. 410 страниц. НАСА ТМ X-69174. МОР-МСАТ- 61–5. Доступно онлайн: PDF Информация и чертежи версии 1 IU.
• Дюран, Б.Е. «Эксплуатационный статус и опыт ракеты-носителя Saturn I/IB». Доклад, представленный на собрании Общества инженеров автомобильной промышленности по авиационной и космической технике и производству, Лос-Анджелес, Калифорния, 7–11 октября 1968 г. 30 страниц. Дюран работал в компании Chrysler, производившей ускоритель S-1.
• «Шаги к Сатурну». MSFC НАСА, 106 страниц. Доступно в Интернете: PDF-файл. Описано производство ракет-носителей компанией MSFC и использование контейнеров с оборудованием наведения до IU.

Аполлон

• Чарльз Д. Бенсон и Уильям Барнаби Фаэрти. Мунпорт: История стартовых комплексов и операций Аполлона. НАСА SP-4204, 1978 г. Доступно онлайн: HTML.
• «Сводный отчет программы Аполлон». Космический центр НАСА имени Линдона Б. Джонсона, Хьюстон, Техас, апрель 1975 г. АО-09423. Доступно онлайн: PDF
• Иван Д. Эртель, Мэри Луиза Морс, Джин Кернахан Бэйс, Кортни Г. Брукс и Роланд В. Ньюкирк. Космический корабль Аполлон: хронология. НАСА СП-4009. Доступно онлайн: HTML
• Орлофф, Ричард В. «Аполлон в цифрах». Отдел истории НАСА, Вашингтон, округ Колумбия, 2000. НАСА SP-2000-4029. 345 страниц. Доступно в Интернете: Полезные HTML-приложения.
• «Сводный отчет о полете программы Аполлон, миссии Аполлона от AS-201 до Аполлона-16». Управление пилотируемых космических полетов НАСА, Юне, 1972 г. 125 страниц. Доступно онлайн: PDF

Конкретные миссии

• «Оценка полета Сатурна SA-1». НАСА MSFC, 14 декабря 1961 г. MPRSAT-WF-61-8. Доступно онлайн: PDF Описывает систему наведения Сатурна до IU.
• Бранднер, Ф.В. «Краткая техническая информация относительно корабля Saturn SA-2». Памятка НАСА MSFC от 5 апреля 1962 г. TMX 51831. 16 страниц. Доступно в Интернете: PDF Описывает систему наведения Сатурна до IU.
• «Результаты четвертого испытательного полета ракеты-носителя Сатурн IB AS-204». НАСА MSFC, 5 апреля 1968 г. 365 страниц. MPR-SAT-FE-68-2. НАСА ТМ X-61111. Доступно онлайн: PDF Описаны изменения в МЕ, внесенные на основе данных миссии SA-204.
• Корпорация Крайслер, подразделение Хантсвилл. «Антенные системы Сатурн, СА-5». Отделение приборостроения подразделения Astronics NASA MSFC, 18 июня 1963 г. 439 страниц. Доступно в Интернете: PDF Описывает некоторые аспекты версии 1 IU.
• Вайхель, HJ «Отчет о данных летных испытаний SA-8». Технический меморандум НАСА TM X-53308. 2 августа 1965 г. Доступно онлайн: PDF Согласно этому, АСК-15 и СТ-90 использовались в активной системе наведения, а СТ-124 входил в состав пассажирской системы.
• «Руководство по летной эксплуатации Сатурна V SA-507». 244-страничное описание Сатурна-Аполлона 507 от 5 октября 1969 года. Включает главу, посвященную приборному блоку (Раздел VII, PDF-страница 149). Доступно онлайн: PDF

Приборный блок

• ИБМ. «Описание системы приборного блока и данные о компонентах». В Таблице 1 перечислены все компоненты по названию, номеру детали, условному обозначению и расположению для IU-201–212 и IU-501–515. Он также включает фотографии многих компонентов. На странице истории изменений перечислены шесть изменений, последнее из которых произошло в январе 1970 года, когда был запущен IU-508.
• «Информационный бюллетень по приборному блоку». 8-страничный справочник новостей Saturn V, датированный декабрем 1968 года, о том времени, когда IU-505 был доставлен на мыс Канаверал. Доступно онлайн: PDF
• «Приборный блок Сатурн». 102-страничное описание МЕ, датированное апрелем 1968 года, подготовленное компанией Boeing.
• «Справочник по системе Astrionics для ракет-носителей Сатурна». 417-страничное описание большинства функций и подсистем приборного блока, датированное 1 ноября 1968 года. Доступно в Интернете: PDF, заархивировано 16 августа 2020 г. на Wayback Machine.
• Лоури, HR «Система управления приборным блоком Сатурна». НАСА MSFC Хантсвилл, Алабама, 22 октября 1965 г. 45 страниц. Технический меморандум X-53350. Доступно онлайн: PDF ^{[ неработающая ссылка ]}
• «Описание инструментальной системы приборного блока Saturn IB/V». International Business Machines, Подразделение федеральных систем, Хантсвилл, Алабама, 1 июня 1966 г. 119 страниц. IBM № 65-966-0021, MSFC № III-5-509-1. Доступно в Интернете: PDF ^{[ недействительная ссылка ]} Описывает датчики, систему измерения и функцию телеметрии IU.

Наведение приборного блока

• Герман Э. Томасон. «Общее описание системы инерциальной платформы СТ-124М». НАСА TN D-2983, датировано сентябрем 1965 г. 93 страницы. Здесь более четкие цифры, чем в большинстве PDF-документов о МЕ, и обеспечивается лучший обзор внутренностей гироскопов и газовых подшипников. Доступно онлайн: PDF
• Вальтер Хойсерманн . «Описание и характеристики системы навигации, наведения и управления ракеты-носителя Сатурн». НАСА TN D-5869, от июля 1970 г. 52 страницы. Доступно онлайн: PDF
• Ричард Л. Мур и Герман Э. Томасон. «Геометрия карданного подвеса и определение положения стабилизированной платформы ST-124». НАСА TN D-1118, датированный маем 1962 года. Ранний математический, а не описательный отчет о ST-124. На тот момент ST-124 представлял собой концепцию с четырьмя подвесами, тогда как летающая версия имела только три подвеса. Доступно онлайн: PDF
• «Цифровой компьютер ракеты-носителя Сатурн V. Том 1: Общее описание и теория». IBM, 30 ноября 1964 г. Изменено 4 января 1965 г. 256 страниц. Доступно онлайн: PDF
• «Инструкция по лабораторному обслуживанию цифрового компьютера ракеты-носителя Сатурн-5». Том 1 из 2 от 4 января 1965 г. 256 страниц.
• Дешер, Рудольф. «Астрионическая система ракет-носителей Сатурна». НАСА MSFC Хантсвилл, Алабама, 1 февраля 1966 г. 180 страниц. NASA TM X-53384. Доступно онлайн: PDF.
• Лайонс Р.Э. и Вандеркалк В. «Использование тройного модульного резервирования для повышения надежности компьютера». IBM Journal, апрель 1962 г., стр. 200–209. Доступно онлайн: PDF Теория LVDC.
• Штумпф, Дэвид К. «Титан II. История ракетной программы времен холодной войны». University of Arkansas Press, Фейетвилл, Арканзас, 2000. ISBN 1-55728-601-9 . Изображение компьютера ASC-15, который использовался на Титане II и в первых полетах Сатурна. ASC-15 был предшественником LVDC и был компьютером наведения до IU и, по крайней мере, в IU версии 1. 

компьютеры НАСА

• Томайко, Джеймс Э. «Компьютеры в космических полетах: опыт НАСА». Отчет подрядчика НАСА 182505, март 1988 г. Доступно онлайн: HTML.
• «Космические цифровые вычислительные системы». НАСА, SP-8070, март 1971 г. Доступно онлайн: PDF.

Примечания

1. «Информационный бюллетень по приборному блоку, Справочник новостей Saturn V». Изменено в декабре 1968 г. Страница 2.
2. Роджер Э. Бильштейн. Этапы к Сатурну . Серия «История НАСА», 1996. Глава 8. От проверки до запуска: типичный компьютер. IBM также указана как производитель приборного блока на паспортной табличке IU-514 в Центре Удвар-Хази. Эта табличка находится в левом верхнем углу позиции 7.
3. «Приборный блок Saturn V (IU) | NASM TAP» . copilot.si.edu . Смитсоновский институт . Архивировано из оригинала 4 апреля 2019 г. Проверено 22 сентября 2017 г.
4. "Описание звука приборного блока Saturn V" . copilot.si.edu/ . Смитсоновский институт . Проверено 22 сентября 2017 г.
5. «Этапы к Сатурну», Глава 8.
6. Система ракеты-носителя Аполлон "А"/Сатурн C-1
7. Сатурн I. Краткое изложение в формате PDF, стр. 36
8. «Иллюстрированная хронология Сатурна», Приложение H. Мунпорт , Приложение A. Сводный отчет программы «Аполлон» , Приложение A.
9. "История Сатурна 1B" .
10. «Отчет о космическом запуске… История корабля Сатурн» .
11. «Отчет о космическом запуске… История корабля Сатурн» .
12. «Справочник по системе Astrionics», 1 ноября 1968 г., MSFC № IV-4-401-1. ИБМ № 68-966-0002. Раздел 1.3. Профиль миссии Сатурн V.
13. «Информационный бюллетень по приборному блоку. Справочник новостей Saturn V». Изменено в декабре 1968 г. Стр. 5-6.
14. «Руководство по летной эксплуатации Сатурна V SA-507». МСФЦ-МАН-507. Изменено 5 октября 1969 г. стр. 2-1 (стр. 15 в формате PDF). Раздел II. Производительность. Последовательность полета.
15. «Справочник по системе Astrionics», 1 ноября 1968 г., MSFC № IV-4-401-1. ИБМ № 68-966-0002. P. 1.2-1 (PDF стр. 15): Описаны старая и новая системы координат. Новый стандарт вступил в силу для автомобилей 204 и 502 (и последующих).
16. "Сатурн I Резюме". 15 февраля 1966 года.

Внешние ссылки

• Отчет о космическом запуске, История корабля Сатурн, Эд Кайл (HTMLF)
• Чертежи и технические схемы проекта Apollo в формате HTML
• Архив проекта «Аполлон», Галерея изображений «Аполлон», веб-сайт Управления по связям с общественностью НАСА, автор: Кип Тиг HTML
• Журнал лунной поверхности Аполлона HTML
• Видео виртуальной реальности QuickTime внутреннего интерьера ИУ-514, выставленное в Национальном музее авиации и космонавтики, Центр Удвар-Хейзи, Даллес, Вирджиния. MOV Названия внутренних компонентов появляются в левой нижней части кадра при наведении на них курсора мыши. Если ваш браузер не отображает этот файл, загрузите его на свой компьютер и откройте с помощью QuickTime Player.
• Сайт волонтеров Смитсоновского института о приборном блоке