Saturn V Instrument Unit

Saturn V Instrument Unit (suom. instrumenttiyksikkö) oli Saturn V- ja Saturn IB -raketeissa käytetty renkaan muotoinen osa, jossa sijaitsivat raketin ohjausjärjestelmät. Se sijaitsi Saturn V:ssä kolmannen vaiheen (S-IVB) päällä ja Saturn IB:n toisen vaiheen päällä (S-IVB).
Yksikön osia olivat muiden muassa digitaalinen tietokone Saturn Launch Vehicle Digital Computer, analoginen lennonohjaustietokone, hätätilanteen tunnistusjärjestelmä, inertiaalinen ohjausalusta, ohjauksen kiihtyvyysanturit ja gyroskoopit.
Instrument Unitin kehitti NASAn Marshall Space Flight Center (MSFC) ja se kehitettiin Saturn I:n vastaavasta. 
Yksi käyttämätön yksikkö on näytteillä Steven F. Udvar-Hazy Centerissä Chantillyssä Virginiassa. Sen kyltissä on seuraava kuvaus:
»Astronautit Kuuhun lähettänyt Saturn V -raketti käytti itsenäistä inertiaalista ohjausta, joka ohjasi raketin lentorataa. Raketin ohjausjärjestelmä oli erillään komento- ja kuumoduulien ohjausjärjestelmistä. Se sijaitsi tällaisessa instrumenttiyksikössä, raketin kolmannen vaiheen ja komento- ja kuumoduulien väliin sijoitetussa renkaassa. Yksikkö sisälsi ohjausjärjestelmän peruskomponentit: gyroskoopeilla vakautetun alustan, kiihtyvyysanturit, digitaalisen tietokoneen ja ohjauselektroniikkaa sekä tutkan, telemetrian ja muita yksiköitä. Instrumentointiyksikön gyroskoopeilla vakautettu alusta perustui saksalaisen V-2-raketin vastaavaan. Se oli Bendix Corporationin valmistama, kun taas IBM suunnitteli ja rakensi yksikön digitaalisen tietokoneen.»

Kehitys

Saturn I-lennoissa SA-1:sta SA-4:een (Block I) ei ollut instrumenttiyksikköä (IU), vaan ohjaus- ja säätölaitteistot olivat kanistereissa ensimmäisen vaiheen (S-I) päällä. Siinä oli Redstone- ja Titan II-ohjuksissa käytettyä laitteistoa.
Ensimmäinen IU versio 1 oli lennolla SA-5, ensimmäisessä Saturn I Block II:n laukaisussa. Sen halkaisija oli 3 900 ja korkeus 1 500 millimetriä. Sen suunnitteli ja valmisti MSFC. Ohjaus-, telemetria-, seuranta- ja sähkövoimakomponentit olivat neljässä paineistetussa sylinterin muotoisessa säiliössä, jotka oli kiinnitetty pyörän puolien tapaan keskiöön.
IU:n versio 2 oli ensimmäisen kerran mukana lennolla SA-8. Se oli saman levyinen kuin versio 1 mutta 0,86 m korkeampi. Paineistettujen säiliöiden sijaan komponentit oli yksikön massan pienentämiseksi ripustettu sylinterin muotoisen yksikön sisäseinämään.
Viimeisin versio 3 oli 6 600 halkaisijaltaan ja 910 millimetriä korkeudeltaan. Sen kehitti MSFC mutta valmisti IBM Huntsvillen tehtaassaan. Versio 3:a käytettiin kaikilla Saturn IB- ja Saturn V -lennoilla. Tämä versio on näytteillä Washingtonissa, Huntsvillessä, Houstonissa ja Cape Canaverallissa.

Lennon vaiheet

Saturn-lentojen
rakenne vaihteli suuresti eri lentojen välillä. Kaikki lennot alkoivat kuitenkin samalla lailla. Liikkeellelähdön rauhoittamiseksi rakettia pidettiin kiinni ja sen lähtöä hidastettiin ensimmäisen 0,15 metrin matkalla pitämällä siitä kiinni ensimmäisen vaiheen tyvestä neljästä kohdasta.
Raketin ohitettua laukaisutornin raketin tietokoneeseen (LVDC) asennettu lento-ohjelma komensi raketin tekemään roll-liikkeen ja välittömästi perään pitch-liikkeen. Näillä liikkeillä raketti suunnattiin oikeaan atsimuuttiiin. S-IC -vaiheen loppuun saakka raketin ohjaus kulki ennakkoon ohjelmoidun ohjelman mukaan, jossa tiettyinä ajan hetkinä suoritettiin tietyt toiminnot mittauksiin perustumatta.
Ensimmäisen vaiheen sammutus ja irrotus tapahtui, kun IU sai signaalin siitä, että polttoaineen pinta oli laskenut ennakkoon määritetyn tason alle. Toisen ja kolmannen vaiheen poltto riippui sitten sekä aika- että ohjausmittauksista. Tavoitteena oli oikea kohdekiertorata ja samalla polttoaineen kulutus pyrittiin minimoimaan.
Myös toisen vaiheen sammutus ja irrotus tehtiin, kun polttoaineen pinta laski tiettyyn tasoon. Tässä vaiheessa raketti oli jo saavuttanut suunnilleen ratakorkeutensa. Kolmannella vaiheella sitten muotoiltiin parkkikiertorata pyöreämmäksi.
Miehitetyillä lennoilla raketti kiersi Maan 2–4 kertaa samalla, kun miehistö teki muiden muassa järjestelmien tarkistuksia ja maa-asemat seurasivat sitä. Puolitoista tuntisen alkulennon aikana seuranta-asemat muodostivat arvioita raketin sijainnista ja nopeudesta. Yhdessä näistä saatiin niin kutsuttu tilavektori. Viimeisimmät arvot lähetettiin IU:n ohjausjärjestelmään ja komentomoduulin tietokoneeseen. Kun Kuu, Maa ja raketti saavuttivat optimaalisen sijainnin toistensa suhteen kolmas vaihe sytytettin uudestaan, tehtiin niin kutsuttu TLI eli translunar injection siirtoradalle kuuhun, ja se lähetti raketin kohti Kuuta. Esimerkiksi Apollo 15:llä tämä poltto kesti viisi minuuttia 55 sekuntia.
TLI:n jälkeen suoritettiin transponointi, telakointi ja irtaantuminen manööverit. Tämä toimenpide oli miehistön ohjauksessa, mutta IU piti S-IVB vaiheen ja IU:n vakaana, samalla kun komento- ja huoltomoduuli (CSM) irroitettiin rakettivaiheesta, käännettiin 180 astetta ja telakoitiin kuumoduuliin (LM). Kun CSM ja LM oli yhdistetty tusinalla salvalla alus irroittaui rakettivaiheesta.
IU:n viimeinen tehtävä oli ohjata hyvin pienellä toimenpiteellä S-IVB/IU -rakettivaihe pois aluksen radalta. Ensimmäisten lentojen S-IVB/IU ohjattiin korkealle Maan kiertoradalle tai Auringon kiertoradalle, kun taas Apollo 13, 14, 15, 16, ja 17 lennoilla se ohjattiin törmäämään Kuuhun. Aiemmilla lennoilla (11, 12, 14, 15 ja 16) Kuuhun jätetyillä seismometreillä havainnointiin sitten näiden impaktien seurauksia ja selvitettiin Kuun sisäistä rakennetta.

Alijärjestelmät

IU koostuu kuudesta alijärjestelmästä. Ne ovat runko, ohjaus- ja hallintajärjestelmä, ympäristönhallinta, hätätilanteiden toteaminen, radioyhteys (telemetria, seuranta ja ohjaus), ja sähköjärjestelmä.

Runko

IU:n perusrakenne on lyhyt sylinteri, 910 korkea ja 6 600 millimetriä halkaisijaltaan. Rengas on alumiiniseoksesta valmistettu 24 millimetriä paksu ja hunajakennomainen rakenteeltaan. Runko koostuu kolmesta 120 asteen osasta, jotka yhdistetään toisiinsa liitoslevyillä. Renkaan ylä- ja alaosa on tehty ekstruusiolla tehdyistä alumiinikanavista, jotka on kiinnitetty hunajakennorakenteeseen. Tällaisessa konstruktiolla saavutetaan suuri lujuus/massa-suhde sekä akustien eristyskyky ja lämmönsiirtyvyys. IU:n runkorakenteen tulee kantaa sen sisäreunalle kiinnitetty instrumentointi ja sen yllä oleva Apollo-avaruusalus (komento- huolto ja kuumoduuli, sekä pelastustorni). IU jaetaan 24 kohtaan.

Lämmönhallintajärjestemä

Lämmönhallintajärjestemän paneelit sijaitsevat IU:ssa ja S-IVB -rakettivaiheessa, 16 kummassakin. Paneeleissa virtaava jäähdyteseos on 60 % metanolia ja 40 % demineralisoitua vettä massaprosentteina. Kukin paneeli pystyi haiduttamaan lämpöä vähintään 420 wattia. 
Lämpöä poistettiin avaruuteen sublimoitumiseen perustuvalla lämmönvaihtimella. Vesisäiliön veden pinta altistettiin avaruuden matalille lämpötiloille ja paineille, jolloin se jäätyi ja sen jälkeen sublimoitui. Sublimoitunut vesi karkasi avaruuteen ja vei mukanaa lämpöä jäljellejääneestä vedestä. Vesi/metanoli -seos sitten kiersi näissä lämmänsiirtimissä.

Ennen lentoa toimiva puhdistusjärjestelmä

Ennen lentoa Maassa oleva tukijärjestelmä (ground support equipment GSE) toimitti jäähdytettyä ja suodatettua ilmaa IU:hun suuren kanavan kautta. IU:n kohdassa seitsemän kanava haarautui kahteen kaapelihyllyä pitkin IU:n ympäri kiertäneeseen kanavaan. Ilma vapautettiin kanavan alaosan aukoista IU:n sisään. Tankkauksen aikana puhallettiin typpeä ilman sijaan, jotta IU:hun ei kasaantuisi ajoainekaasuja.

Kaasulaakereiden ylläpitojärjestelmä

Asennon ja nopeuden mittaamisessa tapahtuvan virheen vähentämiseksi ohjausjärjestelmän gyroskooppien ja kiihtyvyysanturien laakereita ”voideltiin” ohuella typpikaasu kalvolla. Typpi oli 20,7 megapascalin paineessa tilavuudeltaan 56,6 litran säiliössä. Tämä 530 millimetriä halkaisijaisijaltaan pyöreä säiliö on IU:n kohdassa 22. Säiliöstä kaasu kulkee suodattimen paineen säätimen ja lämmönsiirtimen läpi ennen virtaamista laakereihin.

Vaarallisten kaasujen paljastuslaitteisto

Vaarallisten kaasujen paljastuslaitteisto tarkkailee IU:ta S-IVB:tä vaarallisten kaasujen läsnäolon varalta tankkauksen aikana. Kaasua näytteistettiin kolmessa kohdassa: paneelien 1 ja 2, 7 ja 8, 13 ja 14, sekä 19 ja 20 välissä. Näistä paikoista kaasu johdetaan kohtaan 7, josta se johdettiin edelleen raketin ulkopuoliseen maa-asemen laitteistoon analysoitavaksi.

Hätätilojen tunnistus

Hätätilojen tunnistusjärjestelmä (emergency detection system eli EDS) aisti raketin tilaa kiihdytysvaiheen aikana. Mikäli raketissa ilmenisi oireita sen tuhoutumisesta, EDS:llä oli kaksi toimintatapaa riippuen ongelman vakavuudesta ja varsinkin sen tapahtumisnopeudesta. Mikäli raketin hajoaminen olisi hyvin lähellä automaattinen keskeytysjärjestelmä käynnistyisi. Jos taas ongelma etenisi hitaasti kohti tuhoutumista ja olisi oletettavissa, että miehistö ehtisi reagoida ja toimia sen korjaamiseksi, EDS lähettäisi vain virheilmoituksen miehistölle. Mikäli keskeytysjärjeltelmä käynnistyisi automaattisesti tai se käynnistettäisiin käsin se kulkisi peruuttamattomasti loppuun saakka.
EDS:n osia oli eripuolilla rakettia, myös IU:ssa. EDS:ään kuuluu yhdeksän gyroskooppia, jotka sijaistevat IU:n kohdassa 15. Näistä kolmella tarkkailtiin kutakin kolmea akselia (pitch, roll ja yaw) eli siinä on kolminkertainen varmistus. IU:n kohdassa 15 sijaitsee myös gyroskooppeille virtaa syöttävä signaaliprosessori, joka myös vastaanottaa gyroskooppien signaalin. Nämä signaalit prosessoitiin ja lähetettiin EDS:n virranjakajalle (kohta 14) ja edelleen lennonohjaustietokoneeseen (kohta 16). 
EDS:n virranjakaja toimii liittymälaatikkona ja kytkinlaitteena. Mikäli hätätilannesignaali syntyisi välittäisi se sen aluksen näytölle. Siinä on myös automaattisen keskeytysjärjestelmän rele- ja diodilogiikka. IU:n kohdan 17 elektroninen ajastin käynnistyi lähdössä ja 30 sekuntia myöhemmin se kytki virran ESD:n virranjakajan releisiin, mikä mahdollistaa useiden moottoreiden sammuttamisen. Tällä toiminnolla estettiin automaattinen moottorien sammuttaminen ensimmäisten 30 sekunnin aikana ja siten raketin tippuminen takaisin laukaisualueen lähistöön. Miehistöllä oli kuitenkin mahdollisuus keskeyttää lento manuaalisesti, mikäli kaksi moottoria sammuisi tai raketti kääntyisi liikaa.

Radioyhteys

IU kommunikoi radiolla maa-asemaan useista syistä. Mittaus ja telemetriajärjestelmä kommunikoi sisäisten prosessien ja Saturn V:n tilaa koskevaa dataa. Seurantajärjestelmä lähetti dataa maa-asemalle (Mission Ground Station eli MGS), joka määritti raketin sijaintia. Radioyhteys mahdollisit myös MGS:n lähettää komentoja IU:hun.

Seuranta

C-taajuusalueeen tutkan toisiotutkavastain lähetti maa-asemalle seurantadataa, jonka perusteella laskettiin raketin lentorataa. Toisiotutkavastain vastaanotti koodattua tai pulssimaista tiedustelusignaalia maa-asemalta ja lähetti yksittäistä pulssia vastaukseksi samalla taajuusalueella (5,4–5,9 GHz). Vastaanottamiseen käytettiin yhteistä antennia, joka sijaitsee kohtien 11 ja 12 ulkopuolella.

Sähköjärjestelmä

Lennon aikana IU sai virran neljästä hopea-sinkki -akusta, joiden nimellisjännite on 28±2 vdc. Akku D10 oli hyllyssä kohdassa 5, akut D30 ja D40 olivat hyllyssä kohdassa 4 ja akku D20 kohdassa 24. Kaksi virtalähdettä muunsi säätämättömien akkujen jännitteen 56 vdc:hen ja 5 vdc:hen. 56 vdc:n jännitelähde kohdassa 1 toimitti virtaa ST-124-M3 -tason elektroniikalle ja kiihdytinanturien signaali conditioner.Kiihdyttimen tilatarkkailija 5 vdc:n virtalähde sijaitsi kohdassa 12 ja toimitti 5 ±0,005 vdc:n virtaa mittaujärjestelmään.

Galleria

Neljässä ensimmäisessä laukaisussa ei ollut erillistä IU:tä vaan ohjaus, telemetria ja muut insturmentit olivat asennettuina ensimmäisen vaiheen päälle. Ensimmäinen IU oli viidennellä Saturn-lennolla SA-5 ja se oli halkaisijaltaan 3 900 ja 1 500 millimetriä korkea. Siinä komponentit olivat paineistetuissa säiliöissä. Sitä käytettiin lennoilal SA-5, SA-6 ja SA-7. 
Lentojen SA-8, -9, ja -10 IU oli vain noin 860 millimetriä korkea eikä se ollut paineistettu.
Kaikilla Saturn IB- ja Saturn V -lennoilla käytettiin kolmatta versiota, joka oli 6 600 halkaisijaltaan ja 910 millimetriä korkea. Näiden IU:den laitteisto oli erilaisilla lennoilla erilainen.