Saturn V Instrument Unit

Saturn V Instrument Unit () 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."Instrument Unit Fact Sheet, Saturn V News Reference." Changed December 1968. Page 2. 

Yksi käyttämätön yksikkö on näytteillä Steven F. Udvar-Hazy Centerissä Chantillyssä Virginiassa. Sen kyltissä on seuraava kuvaus:

 Instrumenttiyksikön tekniset ominaisuudet 
 Halkaisija: 
 Korkeus: 
 Laukaisumassa: 

 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. ‘’Stages To Saturn’’ Chapter 8.

Ensimmäinen IU versio 1 oli lennolla SA-5, ensimmäisessä Saturn I Block II:n laukaisussa. Sen halkaisija oli  ja korkeus . Sen suunnitteli ja valmisti MSFC. Ohjaus-, telemetria-, seuranta- ja sähkövoimakomponentit olivat neljässä paineistetussa sylinterin muotoisessa säiliössä, jotka oli kiinnitetty pyörän puolien tapaan keskiöön. The Apollo "A"/Saturn C-1 Launch Vehicle System 

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. Saturn I Summary PDF p. 36 

Viimeisin versio 3 oli  halkaisijaltaan ja  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.

 Lennot 
 Saturn-laukaisuhistoria ‘’Saturn Illustrated Chronology’’, Appendix H. Moonport, Appendix A. Apollo Program Summary Report, Appendix A.  Raketti  Aluksen tunnus  Lento  Laukaisupäivä Laukaisualusta  IU-versio Saturn I  SA-1  SA-1  27. lokakuuta  1961  34  – SA-2  SA-2  25. huhtikuuta  1962 SA-3  SA-3  16. marraskuuta SA-4  SA-4  28. maaliskuuta  1963 SA-5  SA-5  29. tammikuuta  1964  37B  1 SA-6  A-101  28. toukokuuta SA-7  A-102  18. syyskuuta SA-9 A-103   16. helmikuuta  1965  2 SA-8  A-104  25. toukokuuta SA-10  A-105  30. heinäkuuta Saturn IB  SA-201  AS-201  26. helmikuuta  1966  34  3 SA-203  AS-203  5. heinäkuuta  37B SA-202  AS-202  25. elokuuta  34 Saturn V  SA-501  Apollo 4  9. lokakuuta  1967  39A Saturn IB  SA-204  Apollo 5  22. tammikuuta  1968  37B Saturn V  SA-502  Apollo 6  4. huhtikuuta  39A Saturn IB  SA-205  Apollo 7  11. lokakuuta  34 Saturn V  SA-503  Apollo 8  21. joulukuuta  39A SA-504  Apollo 9  3. maaliskuuta  1969 SA-505  Apollo 10  18. toukokuuta  39B SA-506  Apollo 11  16. heinäkuuta  39A SA-507  Apollo 12  14. marraskuuta SA-508  Apollo 13  11. huhtikuuta  1970 SA-509  Apollo 14  31. tammikuuta  1971 SA-510  Apollo 15  26. heinäkuuta SA-511  Apollo 16  16. huhtikuuta  1972 SA-512  Apollo 17  7. joulukuuta SA-513  Skylab 1  14. toukokuuta  1973 Saturn IB  SA-206  Skylab 2  25. toukokuuta  39B SA-207  Skylab 3  28. heinäkuuta SA-208  Skylab 4  16. marraskuuta SA-210  ASTP  15. heinäkuuta  1975

 Lennon vaiheet 
Saturn-lentojen”Astrionics System Handbook”, 1 November 1968, MSFC No. IV-4-401-1. IBM No. 68-966-0002. Section 1.3. Saturn V Mission Profile.” Instrument Unit Fact Sheet. Saturn V News Reference.” Changed December 1968. Pp. 5-6.”Saturn V Flight Manual SA-507.” MSFC-MAN-507. Changed 5 October 1969. P. 2-1 (PDF page 15). Secion II. Performance. Flight Sequence. 
rakenne vaihteli suuresti eri lentojen välillä. Kaikki lennot alkoivat kuitenkin samalla lailla. Liikkeellelähdön rauhoittamiseksi rakettia pidettiin kiinni ja sen lähtöä hidastettiin ensimmäisen  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 atsimuuttiin. 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 sytytettiin uudestaan, tehtiin niin kutsuttu TLI eli kuuntakainen radalle saattaminen, mikä 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) irrotettiin rakettivaiheesta, käännettiin  ja telakoitiin kuumoduuliin (LM). Kun CSM ja LM oli yhdistetty tusinalla salvalla, alus irrottaui 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,  korkea ja  halkaisijaltaan. Rengas on alumiiniseoksesta valmistettu  paksu ja hunajakennomainen rakenteeltaan. Runko koostuu kolmesta  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.

 Ohjaus- ja säätöjärjestelmä 
Saturn V-raketin ohjauksesta vastasi IU:ssa sijaitsevat navigointi-, ohjaus- ja säätöjärjestelmät. Vakautettu alusta (ST-124-M3 kohdassa 21) mittasi kiihtyvyyttä ja korkeutta. Raketin digitaalinen tietokone (LVDC kohdassa 19) laski ohjausyhtälöt ja analoginen ohjaustietokone (kohdassa 16) määräsi ohjauskäskyt.

Raketin asento määritettiin kolmen akselin suhteen:
 roll-akseli (X), joka kulkee raketin perästä keulaan ja joka lähdössä on pystyssä.
 pitch-akseli (Y), joka on suorassa kulmassa roll-akseliin ja joka on merkitty IU:n ulkoreuraan (+Y).
 yaw-akseli (Z), joka on suorassa kulmassa sekä pitch- että roll-akseliin ja joka on merkitty IU:n ulkoreunaan kohtaan kolme +(Z).”Astrionics System Handbook”, 1 November 1968, MSFC No. IV-4-401-1. IBM No. 68-966-0002. P. 1.2-1 (PDF p. 15): The old and new coordinate systems are described. The new standard became effective for vehicles 204 and 502 (and subsequent).  


ST-124-M3 inertial platformissa on kolme sisäkkäin asennettua kardaaniripustusta. Uloin ripustus pystyy pyörimään 360° roll-akselin suhteen. Keskimmäinen ripustus pystyy pyörimään ±45° yaw-akselin suhteen. Sisin ripustus (inertiaaliripustus) pystyy pyörimään 360° pitch-akselin suhteen. Sisimpään ripustukseen (inertiaalitasoon) on kiinnitetty useita komponentteja:
 Kaksi pystyyn asennettua heiluria, jotka lähettävät signaalin ennen laukaisua Maan tukilaitteistolle, joka puolestaan muodostaa signaalin, joka lähetetään inertiaalitason gyrovääntömomenttigeneraattoreille, jotka suoristivat inertiaalitason ennen lähtöä. Taso oli suorassa ±2,5 kulmasekuntin tarkkuudella.
 Kaksi prismaa, joista toinen on kiinnitetty paikalleen ja toinen on servo-ohjattu. Niiden ja ulkoisen teodoliitin avulla inertiaalitason atsimuutti asetettiin kohdalleen ennen laukaisua. Teodoliitti katsoi sisään kohdassa 21 olevasta reiästä. Atsimuutti asetettiin ±5 kulmasekuntintarkkuudella.
 Inertiaalitason vakauttamiseen käytettiin kolmea tasolle kiinnitettyä yhden vapausasteen gyroskooppia. Yksi mittasi muutosta roll-akselin suhteen, yksi pitch-akselin ja yksi yaw-akselin suhteen. Ne synnyttivät signaalin, joka syötettiin servojärjestelmään, joka puolestaan muutti sisimmän, keskimmäisen ja uloimman ripustuksen pyörimistä siten että se kumosi muutoksen vastaliikkeellä. Näin raketin vaihtaessa asentoa inertiaalitaso pysyi alkuperäisessä asennossaan.
 Kolme integroivaa kiihtyvyysanturia mittasi kolmen nopeuden komponentin muutosta raketin kiihdyttäessä. Niiden mittaustulokset lähetettiin adapterin läpi (launch vehicle data adapter eli LDVA kohdassa 19) LVDC:lle. LVDC:ssä tulokset yhdistettiin laskettuun gravitationaaliseen kiihtyvyyteen ja näin saatiin raketin nopeus ja sijainti.

Kardaaniripustusten kulmat mitattiin ja ne lähetettiin LVDA:lle. LVDA on sisääntulo/ulostulo-laite, joka muokkaa signaalia LVDC:n hyväksymään muotoon. Raketin asentoa verrattiin LVDC:ssä haluttuun asentoon. AVDC:n lähettämät asennonkorjauskomennot muutettiin ohjauskäskyiksi lennonohjaustietokoneessa. Työntövoiman suunnan ja siten raketin asentoa muokattiin kääntämällä raketin moottoreita hydraulisilla aktuaattoreilla. Ensimmäisessä (S-IC) ja toisessa (S-II) vaiheessa neljä ulointa moottoria oli käännettävissä keskimmäisen ollessa kiinnitettynä suuntaansa. Kolmannessa vaiheessa (S-IVB) oli vain yksi moottori, joten sen ohjaamiseen käytettiin apupropulsiojärjestelmää.

 Ympäristönhallinta 
Ympäristönhallintajärjestelmä (environmental control system eli ECS) huolehti IU:n komponenteille soveltuvien olosuhteiden ylläpitämisestä ennen lentoa ja lennon aikana. Siinä oli seuraavat osat:
 Lämmönhallintajärjestelmä (thermal conditioning system TCS) pitää elektroniikkaa jäähdyttävän jäähdytteen lämpötilan 15 ± 5/9 °C.
 Ennenlentoa toimiva puhdistusjärjestelmä ylläpitää lämpötilaltaan ja paineeltaan säädeltyä ilman ja typen seosta IU:n komponenttien toimialueella.
 Kaasumaisen typen jakelujärjestelmä ylläpitää ST-124-M3:n kaasulaakereita.
 Vaarallisten kaasujen paljastuslaitteisto tarkkailee IU:n aluetta vaarallisen kaasujen varalta.

 Lämmönhallintajärjestemä 
Lämmönhallintajärjestemän paneelit sijaitsevat IU:ssa ja S-IVB -rakettivaiheessa, 16 kummassakin. Paneeleissa virtaava jäähdyteseos on  metanolia ja  demineralisoitua vettä massaprosentteina. Kukin paneeli pystyi haiduttamaan lämpöä vähintään . 

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 jäljelle jääneestä 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  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.

 Mittaus ja telemetria  
IU mittasi suunnilleen 200 eri parametria ja lähetti ne maa-asemalle. Näiden tarkoituksena oli:

Avustaa raketin tarkastuksessa ennen laukaisua.
Määrittää raketin kunto ja varmentaa vastaanotetut komennot lennonaikana.
Helpottaa lennon lennon jälkeistä analysointia.

Mitattuja suureita ovat muun muassa kiihtyvyys, kulmanopeus, virtausnopeus, sijainti, paine, lämpötila, jännite, virta ja taajuus. Antureiden signaaleja muokattiin mittaustelinessä sijaitsevilla vahvistimilla ja muuntimilla. IU:ssa on neljä mittaustelinettä kohdissa 1, 9, ja 15 sekä kussakin 20 signaali-muunninta/moduuli kussakin. Käsitellyt signaalit kanavoitiin kohdan 10 virranjakajalla oikeisiin telemetriakanaviin. IU:ssa oli kaksi telemetrialinkkiä. Noin 200 erillisen mittauksen hoitamiseksi näiden tuli toimia yhdessä. Tämän saavuttamiseksi käytettiin taajuuden ja ajan jakamisen multiplekseriä. Käytetyt kaksi modulointitekniikkaa olivat pulssi/taajuus -modulointi (pulse code modulation/frequency modulation eli PCM/FM) ja taajuus/taajuus -modulointi (frequency modulation/frequency modulation eli FM/FM).

IU:n telemetriajärjestelmässä käytetyt kaksi multipleksiriä ovat kohdissa 9 ja 10. Kumpikin toimii 30x120 -multiplekserinä (30 primäärikanavaa, joista kukin näyteistetään 120 kertaa sekunnissa). Kullakin kanavalla oli alimultiplekseri, joissa oli 10 alikanavaa, joista kutakin samplattiin 12 kertaa sekunnissa. MUX-270:n ulostulosasignaali meni PCM/DDAS-kokoonpanoon IU:n kohdassa 12 ja edelleen 245,3 MHz PCM VHF lähettimeen. FM/FM -signaalit lähetettiin 28:ssa alikanavassa ja lähetettiin 250,7 MHz FM lähettimellä. Sekä FM/FM- että PCM/FM -kanavat olivat yhdistetty telemetriaantenneihin IU:vastakkaisilla puolilla paikkojen 10 ja 22 ulkopinnalla.

 Seuranta 
C-taajuusalueen 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.

 Radio-ohjaus 
Ohjauksen kommunikointijärjestelmä (command communications system eli CCS) toimitti digitaalista dataa maa-asemalta LVDC:lle. Tätä kommunikaatiolinkkiä käytettiin ohjaustiedon päivittämiseen tai muiden toimitojen ohjaamiseen LVDC:n kautta. Ohjausdata oli lähtöisin lennonjohtokeskuksesta (Mission Control Center) Houstonista. Se lähetettiin etäasemille rakettiin lähetettäväksi. CCS kytkettiin päälle vasta kiertoradalla.

Komentoviestit lähetettiin Maasta  taajuudella. Vastaanotetut viestit ohjattiin dekooderiin (kohta 18), missä sen luotettavuus tarkastettiin ennen ohjaamista LVCD:lle. CCS:käytti viittä antennia:
 Yksi suunta-antenni kohtien 3–4 ulkopuolella
 Kaksi lähetysantennia kohtien 11 ja 23 ulkopuolella
 Kaksi vastaanottoantennia kohtien 12 ja 24 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 kiihtyvyysanturien signaalien muokkaimelle.Kiihdyttimen tilatarkkailija 5 vdc:n virtalähde sijaitsi kohdassa 12 ja toimitti 5 ± 0,005 vdc:n virtaa mittausjärjestelmään.

 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  ja  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  korkea eikä se ollut paineistettu.
"Saturn I Summary." 15 February 1966.

Kaikilla Saturn IB- ja Saturn V -lennoilla käytettiin kolmatta versiota, joka oli  halkaisijaltaan ja  korkea. Näiden IU:den laitteisto oli erilaisilla lennoilla erilainen.

 Lähteet 

Luokka:Saturn-rakettiperhe