Введение

Кольцеобразная структура

Инструментальный блок ракеты Saturn V представляет собой кольцеобразную структуру, установленную на верхней части третьей ступени ракеты Saturn V (S IVB) и второй ступени ракеты Saturn IB (также S IVB). Он располагался непосредственно под панелями SLA (адаптер космического корабля/лунного модуля), которые содержали лунный модуль Apollo. В инструментальном блоке находится система наведения ракеты Saturn V. Некоторые из электронных компонентов, содержащихся в инструментальном блоке, включают цифровой компьютер, аналоговый компьютер управления полётом, систему обнаружения нештатных ситуаций, инерциальную платформу наведения, акселерометры управления и гироскопы угловой скорости. Инструментальный блок (IU) для Saturn V был разработан NASA в Маршалльском космическом центре (MSFC) и был разработан на основе IU для ракеты Saturn I. Контрактором NASA по производству инструментального блока Saturn V была компания International Business Machines (IBM). Один из неиспользованных инструментальных блоков экспонируется в Центре Стивена Ф. Удвар-Хази в Шантильи, штат Вирджиния. На табличке блока имеется следующая надпись:
Ракета Saturn V, доставившая астронавтов на Луну, использовала инерциальную систему наведения – автономную систему, управлявшую траекторией полёта ракеты. Ракета-носитель имела систему наведения, отдельную от систем командного и лунного модулей. Она была размещена в инструментальном блоке, подобном этому, – кольце, расположенном между третьей ступенью ракеты и командным и лунным модулями. Кольцо содержало основные компоненты системы наведения – стабильную платформу, акселерометры, цифровой компьютер и управляющую электронику, а также радар, телеметрию и другие устройства. Стабильная платформа инструментального блока была основана на экспериментальном образце для немецкой ракеты V-2 времён Второй мировой войны. Платформу производила корпорация Bendix, а IBM разработала и построила цифровой компьютер блока.

Профиль миссии

Профили полетов "Сатурн-Аполлон" значительно различались в зависимости от миссии. Однако все миссии начинались с взлета под управлением первой ступени. Для более плавного управления зажиганием двигателей, наращиванием тяги и взлетом аппарата, удерживающие рычаги обеспечивали поддержку и фиксацию в четырех точках вокруг основания ступени S-IC. Постепенный контролируемый отпуск осуществлялся в течение первых 15 сантиметров вертикального движения. После освобождения от стартового комплекса, программа полета, хранящаяся в цифровом компьютере ракеты-носителя (LVDC), давала команду на крен аппарата для ориентации таким образом, чтобы последующий маневр тангажа направил аппарат в заданный азимут. Команды крена и тангажа управлялись хранимой программой и не зависели от навигационных измерений. До конца работы S-IC, команды наведения были функциями только времени. Отключение и отделение первой ступени происходили по команде, когда ИУ (информационно-управляющий блок) получил сигнал о том, что уровень топлива в баке достиг заданного значения. Наведение во время работы второй и третьей ступеней зависело как от времени, так и от навигационных измерений, чтобы достичь целевой орбиты с минимальным расходом топлива. Отключение двигателя второй ступени происходило по команде ИУ при заранее определенном уровне топлива, после чего ступень отделялась. К этому моменту аппарат достигал приблизительной орбитальной высоты, а работа третьей ступени была достаточной для выхода на круговую парковочную орбиту. Во время пилотируемых миссий "Аполлон" аппарат оставался на околоземной орбите в течение 2-4 витков, пока экипаж проводил проверки состояния систем и другие работы, а наземные станции отслеживали аппарат. В течение полутора часов после запуска, станции слежения по всему миру уточняли оценки положения и скорости аппарата, известные как вектор состояния. Последние оценки передавались в системы наведения ИУ и в бортовой компьютер командного модуля космического корабля. Когда Луна, Земля и аппарат занимали оптимальное геометрическое положение, третья ступень повторно запускалась для вывода аппарата на траекторию перелета к Луне. Например, для "Аполлона-15" этот импульс длился 5 минут 55 секунд. После выхода на траекторию перелета к Луне выполнялся маневр, называемый транспозицией, стыковкой и извлечением. Этот маневр осуществлялся под контролем экипажа, но ИУ удерживал ступень S-IVB/ИУ стабильно, пока командно-служебный модуль (CSM) сначала отделялся от ступени, поворачивался на 180 градусов и возвращался для стыковки с лунным модулем (LM). Когда CSM и LM "жестко состыковались" (соединились дюжиной замков), переконфигурированный космический корабль отделился от S-IVB/ИУ. Последней функцией ИУ было управление небольшим маневром, необходимым для того, чтобы S-IVB/ИУ не мешал космическому кораблю. В некоторых миссиях S-IVB/ИУ выводились на высокую околоземную или гелиоцентрическую орбиту, а в других – направлялись на столкновение с Луной. Сейсмометры были оставлены на Луне во время миссий "Аполлон-11", "Аполлон-12", "Аполлон-14", "Аполлон-15" и "Аполлон-16", а ступени S-IVB/ИУ миссий "Аполлон-13", "Аполлон-14", "Аполлон-15", "Аполлон-16" и "Аполлон-17" были направлены на преднамеренное столкновение. Эти удары создавали импульсы, которые регистрировались сетью сейсмометров для получения информации о геологическом строении Луны.

Подсистемы

ИУ состоит из шести подсистем: структура, система наведения и управления, контроль окружающей среды, обнаружение нештатных ситуаций, радиосвязь (для телеметрии, слежения и командного управления) и электропитание.

Структура

Основная структура ИУ представляет собой короткий цилиндр высотой 36 дюймов и в диаметре, изготовленный из алюминиевого сплава в виде сотовой структуры с толщиной в бутерброд. Цилиндр изготовлен из трех сегментов по 120 градусов, которые соединены сцепными пластинами в единую конструкцию. Верхние и нижние кромки изготовлены из экструдированных алюминиевых каналов, приклеенных к сотовой структуре. Этот тип конструкции был выбран благодаря высокому отношению прочности к весу, звукоизоляции и теплопроводным свойствам. ИУ поддерживал компоненты, установленные на его внутренней стенке, и вес космического аппарата "Аполлон", расположенного выше (лунный модуль, командный модуль, сервисный модуль и аварийная спасательная башня). Для облегчения работы с ИУ до его сборки в ракету "Сатурн", к верхним и нижним каналам при помощи болтов крепились переднее и заднее защитные кольца высотой 6 дюймов, окрашенные в синий цвет. Они снимались в процессе установки ИУ в ракету-носитель "Сатурн". Изготовление конструкции осуществлялось компанией North American Rockwell в городе Тулса, штат Оклахома. Эдвард А. Бисли был руководителем программы ИУ. ИУ разделен на 24 позиций, которые обозначены внутри цифрами от 1 до 24 на алюминиевой поверхности непосредственно над синим фланцем.

Термокондиционирование

Термокондиционирующие панели, также называемые холодными пластинами, располагались как на блоке IU, так и на ступени S IVB (до шестнадцати на каждой ступени). Каждая холодная пластина содержит отверстия с резьбой для болтов, расположенные в виде сетки, что обеспечивает гибкость при монтаже компонентов. Охлаждающая жидкость, циркулирующая в системе терморегулирования (ТКС), представляла собой смесь 60% метанола и 40% деминерализованной воды по массе. Каждая холодная пластина была способна рассеивать не менее 420 ватт. В полете тепло, выделяемое оборудованием, установленным на холодных пластинах, отводилось в космос посредством сублимационного теплообменника. Вода из резервуара (водонакопителя) подвергалась воздействию низкой температуры и вакуума в космосе, где она сначала замерзала, а затем сублимировалась, поглощая тепло от теплообменника и передавая его молекулам воды, уходящим в космос в газообразном состоянии. Вода/метанол охлаждалась, циркулируя через теплообменник.

Система очистки воздуха перед полетом/GN2

Перед полётом наземное вспомогательное оборудование (GSE) подаёт охлаждённый, отфильтрованный вентиляционный воздух в ИС, поступающий через большой воздуховод в середине пуповинной панели (позиция 7), и разделяющийся на два воздуховода в верхней части, которые проходят вокруг ИС в кабельной стойке. Направленные вниз вентиляционные отверстия этих воздуховодов выпускают вентиляционный воздух внутрь ИС. Во время заправки вместо воздуха подавался газообразный азот для удаления любых остатков топлива, которые могли бы скопиться в ИС.

Газовое снабжение подшипников

Чтобы уменьшить погрешности при измерении угловой ориентации и скорости, конструкторы свели трение в платформенных гироскопах и акселерометрах к минимуму, поддерживая подшипники на тонкой пленке сухого азота. Азот подавался из баллона объемом 2 кубических фута (56,6 л), содержащего газ под давлением 3000 псиг (фунтов на квадратный дюйм избыточного давления, то есть фунтов на квадратный дюйм выше атмосферного) (20,7 МПа). Баллон имеет диаметр 21 дюйм (0,53 м) и установлен в позиции 22, слева от ST 124 M3. Газ из баллона проходит через фильтр, регулятор давления и теплообменник, прежде чем поступать в подшипники стабильной платформы.

Обнаружение опасных газов

Система обнаружения опасных газов контролирует наличие опасных газов в передних отсеках ступеней IU и S IVB во время заправки ракеты-носителя. Отбор проб газа производился в четырех точках: между панелями 1 и 2, 7 и 8, 13 и 14, и 19 и 20. Трубопроводы от этих точек проложены к точке 7, где они были подключены к наземному вспомогательному оборудованию (расположенному вне IU), способному обнаруживать опасные газы.

Выявление аварийных ситуаций

Система обнаружения аварийных ситуаций (EDS) зафиксировала начальное развитие условий в летательном аппарате на этапах ускорения, которые могли привести к его отказу. EDS реагировала на эти аварийные ситуации двумя способами. Если разрушение аппарата было неминуемым, автоматически запускалась процедура аварийного прекращения полёта. Однако, если аварийная ситуация развивалась достаточно медленно или имела такой характер, что экипаж мог её оценить и принять меры, экипажу предоставлялись только визуальные сигналы. После запуска процедуры аварийного прекращения полёта, будь то автоматический или ручной запуск, она становилась необратимой и выполнялась до конца. EDS была распределена по всему аппарату и включала в себя некоторые компоненты в ИУ. В блоке 15 ИУ было установлено девять гироскопов скорости EDS. Три гироскопа контролировали каждую из трёх осей (тангаж, крен и рыскание), обеспечивая тройное резервирование. Процессор обработки сигналов (блок 15) обеспечивал питание и получал данные от девяти гироскопов скорости EDS. Эти данные обрабатывались и передавались в распределитель EDS (блок 14) и в бортовой вычислительный комплекс управления полётом (блок 16). Распределитель EDS выполнял функцию соединительной коробки и коммутационного устройства для подачи аварийных сигналов на дисплейные панели космического аппарата в случае возникновения аварийных ситуаций. Он также содержал релейно-диодную логику для автоматической процедуры аварийного прекращения полёта. Электронный таймер (блок 17) активировался при взлёте и через 30 секунд подавал напряжение на реле в распределителе EDS, что позволяло отключить несколько двигателей. Эта функция была заблокирована в течение первых 30 секунд полёта, чтобы предотвратить падение аппарата обратно в район старта. Пока автоматическое аварийное прекращение полёта было заблокировано, экипаж мог инициировать ручное прекращение полёта в случае превышения допустимой угловой скорости или отказа двух двигателей.

Радиокоммуникации

ИУ постоянно поддерживал радиосвязь с Землей для различных целей. Система измерений и телеметрии передавала данные о внутренних процессах и состоянии ракеты-носителя "Сатурн-V". Система слежения передавала данные, используемые Наземной станцией управления миссией (MGS) для определения местоположения аппарата. Система радиокоманд позволяла MGS отправлять команды на ИУ.

Отслеживание

Радарные ответчики в диапазоне C, установленные на IU, передавали данные слежения на землю, которые использовались для определения траектории аппарата. Ответчики принимали кодированные запросы или одиночные импульсы от наземных станций и передавали ответный одиночный импульс в том же частотном диапазоне (от 5,4 до 5,9 ГГц). Для приема и передачи использовалась общая антенна. Антенны ответчиков C-диапазона расположены снаружи мест 11 и 23, непосредственно под всенаправленными антеннами приема CCS PCM.

Мощность

Мощность в полете обеспечивалась четырьмя серебряно-цинковыми батареями с номинальным напряжением 28±2 В постоянного тока. Батарея D10 находилась на полке в месте 5, батареи D30 и D40 – на полках в месте 4, а батарея D20 – в месте 24. Два блока питания преобразовывали нерегулируемую мощность батарей в регулируемые 56 В постоянного тока и 5 В постоянного тока. Блок питания 56 В постоянного тока находился в месте 1 и обеспечивал питание электронной аппаратуры платформы ST 124 M3 и схемы согласования сигнала акселерометра. Блок питания 5 В постоянного тока в месте 12 обеспечивал 5 ± 0,005 В постоянного тока для измерительной системы IU.

Галерея

Эти изображения демонстрируют развитие ИУ. Первые четыре запуска "Сатурн" не использовали ИУ, а применяли системы наведения, телеметрии и другое оборудование, установленное поверх первой ступени. Первый ИУ был использован на пятом запуске "Сатурн", SA-5, и имел диаметр 3,7 метра и высоту 1,2 метра. Его компоненты размещались в герметичных контейнерах. Эта версия использовалась в запусках SA-5, SA-6 и SA-7. ИУ, использовавшийся в миссиях SA-8, SA-9 и SA-10, имел высоту всего 0,6 метра и не был герметичным. Для запусков "Сатурн IB" и "Сатурн V" применялась третья версия, диаметром 6,6 метра и высотой 0,9 метра. Сравнение этих фотографий ИУ показывает, что компоновка оборудования в этой версии менялась в зависимости от задач миссии. Некоторые элементы оборудования исключались (например, система слежения Azusa была удалена из более поздних ИУ), другие добавлялись (например, четвертый аккумулятор для более длительных миссий), а некоторые компоненты переносились. Эти изображения также демонстрируют, что некоторые компоненты (например, аккумуляторы, инерциальная платформа ST-124) устанавливались в ИУ уже после его сборки в VAB поверх третьей ступени S-IVB.

Сатурн

Билштейн, Роджер Э. (1980). Этапы к Сатурну: технологическая история ракет-носителей «Аполлон»/«Сатурн». NASA SP 4206. Доступно в сети: HTML или PDF.
Дэвид С. Акенс. «Иллюстрированная хронология "Сатурна". Первые одиннадцать лет "Сатурна": с апреля 1957 года по апрель 1968 года». NASA, Маршалльский космический центр, MHR 5, 20 января 1971 г. Доступно в сети: HTML.
"Saturn I Summary" ("Краткий обзор "Сатурна I"). Популярный отчет на 43 страницах о программе "Сатурн I", датированный 15 февраля 1966 года, охватывающий миссии SA 1 – SA 10. Доступно онлайн из NTRS: PDF.
"Saturn V Press Kit" ("Пресс-кит "Сатурна V"). Включает документы о "Сатурне V", первой ступени, двигателя F1, второй ступени, двигателя J2, приборного отсека, оборудовании, испытаниях, сборке и запуске ракеты-носителя, руководителе программы, истории полетов, STS 1, подрядчиках, глоссарии и указателе. Доступно онлайн: HTML.
"The Apollo "A"/Saturn C 1 Launch Vehicle System" ("Система пусковой машины Apollo "A"/Saturn C 1"). NASA MSFC Saturn Systems Office, 17 июля 1961 г. 410 страниц. NASA TM X 69174. MOR MSAT 61–5. Доступно в сети: PDF. Информация и чертежи о первой версии приборного отсека.
Дюран, Б. Е. "Оперативный статус и опыт эксплуатации ракеты-носителя "Сатурн I/IB". Доклад, представленный на встрече Общества автомобильных инженеров по вопросам аэрокосмической инженерии и производства, Лос-Анджелес, Калифорния, 7–11 октября 1968 г. 30 страниц. Дюран работал в компании Chrysler, производителе ускорителя S1.
"Steps to Saturn" ("Шаги к Сатурну"). NASA MSFC, 106 страниц. Доступно онлайн: PDF. Описывает производство ускорителей в MSFC и использование контейнеров с оборудованием для управления до установки приборного отсека.

Аполлон

Чарльз Д. Бенсон и Уильям Барнаби Фахерти. Мунпорт: История стартовых комплексов и операций программы «Аполлон». NASA SP 4204, 1978. Доступно в сети: HTML
"Обзорный отчет программы «Аполлон»". Космический центр НАСА имени Линдона Б. Джонсона, Хьюстон, Техас, апрель 1975. JSC 09423. Доступно онлайн: PDF
Иван Д. Эртель, Мэри Луиза Морс, Жан Кернахан Бэйс, Кортни Г. Брукс и Роланд В. Ньюкирк. Космический корабль «Аполлон»: хронология. NASA SP 4009. Доступно онлайн: HTML
Orloff, Richard W. «Аполлон в цифрах». Историческое управление НАСА, Вашингтон, округ Колумбия, 2000. NASA SP 2000 4029. 345 страниц. Доступно в сети: HTML. Полезные приложения. "Отчет об итогах полетов программы «Аполлон» – миссии «Аполлон AS-201» – «Аполлон-16»". Управление пилотируемых космических полетов НАСА, июнь 1972. 125 страниц. Доступно онлайн: PDF

Специфические задачи

"Оценка полета "Сатурн SA 1". NASA MSFC, 14 декабря 1961 года. MPRSAT WF 61 8. Доступно онлайн: PDF Описывает систему наведения "Сатурна" до ИБ. Brandner, F. W. "Обзор технической информации о ракете-носителе "Сатурн SA 2". Меморандум NASA MSFC от 5 апреля 1962 года. TMX 51831. 16 страниц. Доступно в Интернете: PDF Описывает систему наведения "Сатурна" до ИБ. "Результаты четвертого испытательного полета ракеты-носителя "Сатурн IB" AS 204". NASA MSFC, 5 апреля 1968 года. 365 страниц. MPR SAT FE 68 2. NASA TM X 61111. Доступно в Интернете: PDF Описывает изменения в ИБ, внесенные на основе данных миссии SA 204. Chrysler Corporation, Huntsville Division. "Антенные системы "Сатурна", SA 5". NASA MSFC, Отдел астроники, Отделение приборов, 18 июня 1963 года. 439 страниц. Доступно в Интернете: PDF Описывает некоторые аспекты версии 1 ИБ. Weichel, H. J. "Отчет о данных летных испытаний SA 8". Технический меморандум NASA TM X 53308. 2 августа 1965 года. Согласно отчету, ASC 15 и ST 90 использовались в активной системе наведения, а ST 124 являлся частью резервной системы. "Руководство по полету "Сатурн V" SA 507". 244-страничное описание "Сатурна Аполлон 507", датированное 5 октября 1969 года. Включает главу о приборном блоке (раздел VII, PDF страница 149). Доступно в Интернете: PDF

Приборная единица

IBM. "Описание системы приборового блока и данные о компонентах". В таблице 1 перечислены все компоненты по наименованию, номеру детали, буквенному обозначению и месту расположения для ИУ 201–212 и ИУ 501–515. Также включены фотографии многих компонентов. Страница истории изменений содержит записи о шести изменениях, последнее из которых датировано январем 1970 года, годом запуска ИУ 508. "Информационный лист по приборовому блоку". 8-страничная новостная справка Saturn V, датированная декабрем 1968 года, примерно во время поставки ИУ 505 на мыс Канаверал. Доступно онлайн: PDF. "Приборный блок Saturn". 102-страничное описание ИУ, датированное апрелем 1968 года, подготовленное компанией Boeing. "Руководство по системе "Астрионика" для ракет-носителей Saturn". 417-страничное описание большинства функций и подсистем приборового блока, датированное 1 ноября 1968 года. Доступно онлайн: PDF. Лоури, Х. Р. "Система управления приборным блоком Saturn". NASA MSFC Хантсвилл, Алабама, 22 октября 1965 года. 45 страниц. Технический меморандум X 53350. Доступно онлайн: PDF. "Описание системы приборов приборного блока Saturn IB/V". International Business Machines, Федеральное системное подразделение, Хантсвилл, Алабама, 1 июня 1966 года. 119 страниц. IBM No. 65 966 0021, MSFC No. III 5 509 1. Доступно онлайн: PDF. Описывает датчики, измерительную систему и функцию телеметрии ИУ.

Направление на приборную единицу

Герман Э. Томассон. "Общее описание системы инерциальной платформы ST 124M". NASA TN D 2983, датированный сентябрем 1965 года. 93 страницы. Содержит более четкие иллюстрации, чем большинство PDF-документов об IU, предоставляя наилучший обзор внутреннего устройства гироскопов и газовых подшипников. Доступно в сети: PDF
Уолтер Хейуссерманн. "Описание и характеристики системы навигации, управления и контроля ракеты-носителя "Сатурн"". NASA TN D 5869, датированный июлем 1970 года. 52 страницы. Доступно в сети: PDF
Ричард Л. Мур и Герман Э. Томассон. "Геометрия подвеса и определение ориентации стабилизированной платформы ST 124". NASA TN D 1118, датированный маем 1962 года. Ранний, скорее математический, чем описательный, отчет о ST 124. На тот момент ST 124 представлял собой концепцию с четырьмя карданными подвесами, в то время как версия, которая использовалась при полетах, имела только три. Доступно в сети: PDF
"Цифровой компьютер ракеты-носителя Saturn V. Том 1: Общее описание и теория". IBM, 30 ноября 1964 года. Изменено 4 января 1965 года. 256 страниц. Доступно в сети: PDF
"Инструкции по лабораторному обслуживанию цифрового компьютера ракеты-носителя Saturn V". Том 1 из 2, датированный 4 января 1965 года. 256 страниц. Дехер, Рудольф. "Система авионики ракет-носителей "Сатурн"". NASA MSFC Хантсвилл, Алабама, 1 февраля 1966 года. 180 страниц. NASA TM X 53384. Доступно в сети: PDF
Lyons, R. E. и Vanderkulk, W. "Применение тройной модульной избыточности для повышения надежности компьютеров". IBM Journal, апрель 1962 г., стр. 200–209. Доступно в сети: PDF. Теоретическая основа LVDC. Stumpf, David K. "Титан II. История ракетной программы времен холодной войны". Издательство Университета Арканзаса, Файетвилль, Арканзас, 2000. Фотография компьютера ASC 15, использовавшегося на "Титане II" и на ранних полетах "Сатурна". ASC 15 был предшественником LVDC и являлся вычислительным комплексом управления до появления IU и, по крайней мере, на версии IU 1.

Компьютеры НАСА

Томайко, Джеймс Э. "Компьютеры в космических полетах: опыт НАСА". Отчет подрядчика НАСА 182505, март 1988 г. Доступно онлайн: HTML
"Космические бортовые цифровые компьютерные системы". НАСА, SP 8070, март 1971 г. Доступно онлайн: PDF