وحدة أجهزة ساتورن 5

📅 آخر تحديث: ٣ أغسطس ٢٠٢٦
✍️ نُشر في: ٣ أغسطس ٢٠٢٦
📷 يحتوي على 24 صور
الموسوعة الحرة
رسم تخطيطي لوحدة أجهزة ساتورن 5

وحدة أجهزة ساتورن 5 (IU) عبارة عن هيكل حلقي الشكل مُثبّت أعلى المرحلة الثالثة من صاروخ ساتورن 5 ( S-IVB ) والمرحلة الثانية من صاروخ ساتورن 1B (وهي أيضًا S-IVB). تقع هذه الوحدة أسفل لوحات SLA (محول المركبة الفضائية/الوحدة القمرية) التي تحتوي على وحدة أبولو القمرية . تحتوي وحدة الأجهزة على نظام التوجيه لصاروخ ساتورن 5. تشمل بعض المكونات الإلكترونية الموجودة داخلها: حاسوبًا رقميًا ، وحاسوبًا تناظريًا للتحكم في الطيران، ونظامًا للكشف عن حالات الطوارئ، ومنصة توجيه بالقصور الذاتي، ومقاييس تسارع للتحكم، وجيروسكوبات للتحكم في معدل الدوران. صُممت وحدة أجهزة ساتورن 5 (IU) من قِبل وكالة ناسا في مركز مارشال لرحلات الفضاء (MSFC)، وهي مُطوّرة من وحدة أجهزة ساتورن 1. [ 1 ] كانت شركة آي بي إم ( IBM ) هي المتعاقد مع ناسا لتصنيع وحدة أجهزة ساتورن 5. [ 2 ]

إحدى وحدات الأجهزة غير المستخدمة معروضة في مركز ستيفن إف. أودفار-هازي في شانتيلي، فيرجينيا . تحمل اللوحة الخاصة بالوحدة النقش التالي: [ 3 ] [ 4 ]

استخدم صاروخ ساتورن 5، الذي أرسل رواد فضاء إلى القمر، نظام التوجيه بالقصور الذاتي، وهو نظام مستقل يوجه مسار الصاروخ. وكان لمعزز الصاروخ نظام توجيه منفصل عن أنظمة التوجيه الموجودة في وحدتي القيادة والهبوط القمري. وكان هذا النظام موجودًا في وحدة أجهزة كهذه، وهي عبارة عن حلقة تقع بين المرحلة الثالثة من الصاروخ ووحدتي القيادة والهبوط القمري. وتضمنت هذه الحلقة المكونات الأساسية لنظام التوجيه - منصة ثابتة، ومقاييس تسارع، وحاسوب رقمي، وإلكترونيات تحكم - بالإضافة إلى الرادار، وأجهزة القياس عن بُعد، ووحدات أخرى.

استندت المنصة الثابتة لوحدة الأجهزة إلى وحدة تجريبية لصاروخ V-2 الألماني في الحرب العالمية الثانية. أنتجت شركة Bendix المنصة، بينما صممت شركة IBM وبنت الحاسوب الرقمي للوحدة.

منظر لـ IU-514 من أرضية UHC
وحدة الأجهزة رقم 514 في المتحف الوطني للطيران والفضاء، مركز أودفار-هازي، دالاس، فيرجينيا؛ مقدمة مكوك الفضاء إنتربرايز مرئية على اليسار.

تحديد

  • القطر: 260  بوصة (6.6 متر)
  • الارتفاع: 36  بوصة (914  مم)
  • الوزن عند الإطلاق: حوالي 4400  رطل (1996  كجم)

تاريخ المهمة

لم تكن هناك وحدة أجهزة قياس لمعززات صاروخ ساتورن 1 بلوك 1 (من SA-1 إلى SA-4). كانت معدات التوجيه والتحكم محمولة في حاويات أعلى المرحلة الأولى من الصاروخ، وتضمنت منصة ST-90 المثبتة، المصنعة من قبل شركة فورد للأجهزة والمستخدمة في صاروخ جوبيتر . [ 5 ]

جهاز التوجيه الرقمي
مركبة الإطلاق ساتورنإطلاق المهامجهاز التوجيه الحاسوبيالدور الرئيسي/ملاحظات
زحل الأولالمجموعة الأولى (من SA-1 إلى SA-4)لا شيء (تناظري/ميكانيكي)جهاز شريط مغناطيسي وجهاز كامة يتوليان التحكم والتوجيه (نظام غير قصوري وغير رقمي).
الكتلة الثانية (من SA-5 إلى SA-10)ASC-15 من شركة IBMتم استخدامه على متن الصاروخ SA-5 كاختبار. وأصبح جهاز التوجيه الرقمي للمرحلة العلوية في الصاروخ SA-6 ولكلا المرحلتين في الرحلات اللاحقة.
زحل 1بAS-201 إلى ASTPحاسوب رقمي لمركبة الإطلاق من شركة آي بي إمكان جهاز التوجيه الرقمي موجودًا في وحدة التحكم الداخلية (IU) ويستخدم في كل من مركبة ساتورن 1B ومركبة ساتورن 5. وكان يتحكم في التوجيه وإشعال المحرك وعمليات التجهيز.
زحل 5أبولو 4 إلى سكايلاب 1كما عمل نظام الكمبيوتر نفسه الخاص بصاروخ ساتورن 1B كطيار آلي لصاروخ ساتورن 5، حيث قام بتوجيهه من الإطلاق مروراً بإدخاله في مدار الأرض وحقنه في مدار القمر.
حاسوب/جهاز تحكم طيران تناظري
مركبة الإطلاق ساتورنإطلاق المهامالحاسوب التناظري أو الجهازوظيفة
زحل الأولالمجموعة الأولى (من SA-1 إلى SA-4)العلبة-15 [ 6 ]أجهزة الكاميراتم توفير برنامج الإمالة/جدول الإمالة.
مسجل أشرطةجهاز شريط بستة مسارات يقوم بجدولة تسلسل دقيق للأحداث يعتمد على الوقت (مثل التجهيز، والقطع).
المبنى الثاني(SA-5 إلى SA-7) [ 7 ]أربع حاويات ومركز محوري [ 8 ]التحكم في متجه الدفع (TVC) وتثبيت الوضعية ثلاثي المحاور. [ 9 ] [ 10 ] [ 11 ]
(SA-8 إلى SA-10)المكونات المثبتة على جدار حلقة IU
زحل 1ب وزحل 5جميع الرحلاتحاسوب التحكم في الطيران من شركة ECI [ 12 ]حاسوب تناظري لمعالجة أوامر TVC أو حساب "قانون التحكم" لتحقيق استقرار المركبة، ثم إخراج إشارات التحكم إلى نظام مشغل المحرك (المحاور/التوجيه).

ظهرت وحدة الإطلاق (IU) لأول مرة مع مهمة SA-5، وهي أول إطلاق لصاروخ ساتورن 1 من الفئة الثانية. بلغ قطر النسخة الأولى من وحدة الإطلاق 3.9 متر (154 بوصة ) وارتفاعها 1.5 متر (58 بوصة) ، وقد صممتها وبنتها شركة مارشال لرحلات الفضاء (MSFC). احتوت مكونات التوجيه والقياس عن بُعد والتتبع والطاقة على أربع حاويات أسطوانية مضغوطة متصلة كأشعة بمحور مركزي. [ 13 ]  

أجرى مركز مارشال لرحلات الفضاء (MSFC) تجارب على النسخة الثانية من وحدة التحكم المتكاملة (IU) على متن مركبات الفضاء SA-8 و9 و10. كانت النسخة الثانية بنفس قطر النسخة الأولى، ولكن بارتفاع 34 بوصة (0.86 متر) فقط . وبدلاً من الحاويات المضغوطة، عُلّقت المكونات على الجدار الداخلي للأسطوانة، مما أدى إلى تقليل الوزن. [ 14 ] 

كان قطر النسخة الأخيرة، رقم 3، 260 بوصة (6.6 متر) وارتفاعها 36 بوصة (0.91 متر) . صُممت هذه النسخة من قِبل مركز مارشال لرحلات الفضاء (MSFC) ولكن صُنعت بواسطة شركة IBM في مصنعها في هانتسفيل، واستُخدمت في جميع عمليات إطلاق صاروخي ساتورن 1B وساتورن 5. هذه هي النسخة المعروضة حاليًا في واشنطن وهانتسفيل وهيوستن ومركز أبولو/ساتورن 5 .  

تاريخ إطلاق وحدة أجهزة زحل [ 15 ] [ 16 ] [ 17 ] [ 18 ]
برنامجعربةمهمةتاريخ الإطلاقوسادةنسخة جامعة إندياناجامعة إنديانا
زحل الأولSA-1SA-127 أكتوبر 196134-
زحل الأولSA-2SA-225 أبريل 196234-
زحل الأولSA-3SA-316 نوفمبر 196234-
زحل الأولSA-4SA-428 مارس 196334-
زحل الأولSA-5SA-529 يناير 196437ب1إس-آيو-5
زحل الأولSA-6AS-10128 مايو 196437ب1إس-آيو-6
زحل الأولSA-7AS-10218 سبتمبر 196437ب1إس-آيو-7
زحل الأولSA-9AS-10316 فبراير 196537ب2إس-آيو-9
زحل الأولSA-8AS-10425 مايو 196537ب2إس-آيو-8
زحل الأولSA-10AS-10530 يوليو 196537ب2إس-آيو-10
زحل 1بSA-201AS-20126 فبراير 1966343إس-آيو-201
زحل 1بSA-203AS-2035 يوليو 196637ب3إس-آيو-203
زحل 1بSA-202AS-20225 أغسطس 1966343إس-آيو-202
زحل 5SA-501أبولو 49 نوفمبر 196739أ3إس-آيو-501
زحل 1بSA-204أبولو 522 يناير 196837ب3إس-آيو-204
زحل 5SA-502أبولو 64 أبريل 196839أ3إس-آيو-502
زحل 1بSA-205أبولو 711 أكتوبر 1968343إس-آيو-205
زحل 5SA-503أبولو 821 ديسمبر 196839أ3إس-آيو-503
زحل 5SA-504أبولو 93 مارس 196939أ3إس-آيو-504
زحل 5SA-505أبولو 1018 مايو 196939ب3إس-آيو-505
زحل 5SA-506أبولو 1116 يوليو 196939أ3إس-آيو-506
زحل 5SA-507أبولو 1214 نوفمبر 196939أ3إس-آيو-507
زحل 5SA-508أبولو 1311 أبريل 197039أ3إس-آيو-508
زحل 5SA-509أبولو 1431 يناير 197139أ3إس-آيو-509
زحل 5SA-510أبولو 1526 يوليو 197139أ3إس-آيو-510
زحل 5SA-511أبولو 1616 أبريل 197239أ3إس-آيو-511
زحل 5SA-512أبولو 177 ديسمبر 197239أ3إس-آيو-512
زحل 5SA-513سكايلاب 114 مايو 197339أ3إس-آيو-513
زحل 1بSA-206سكايلاب 225 مايو 197339ب3إس-آيو-206
زحل 1بSA-207سكايلاب 328 يوليو 197339ب3إس-آيو-207
زحل 1بSA-208سكايلاب 416 نوفمبر 197339ب3إس-آيو-208
زحل 1بSA-210ASTP15 يوليو 197539ب3إس-آيو-210
زحل 1بSA-209إنقاذ سكايلابلم يُحلّقغير متوفرغير متوفرإس-آيو-209
زحل 1بSA-211غير مُعيّنلم يُحلّقغير متوفرغير متوفرإس-آيو-211
زحل 1بSA-212غير مُعيّنلم يُحلّقغير متوفرغير متوفرإس-آيو-212
زحل 5SA-514أبولو 18لم يُحلّقغير متوفرغير متوفرإس-آيو-514
زحل 5SA-515أبولو 19لم يُحلّقغير متوفرغير متوفرإس-آيو-515
زحل 5SA-500-Fمركبة اختبار أرضيةلم يُحلّقغير متوفرغير متوفرS-IU-500F(200F)
زحل 5SA-500-Dمركبة اختبار أرضيةلم يُحلّقغير متوفرغير متوفرS-IU-D

نبذة عن المهمة

تفاوتت مسارات رحلات ساتورن أبولو بشكل كبير باختلاف المهمة. [ 19 ] [ 20 ] [ 21 ] مع ذلك، بدأت جميع المهمات بالإقلاع باستخدام قوة المرحلة الأولى. ولتحسين التحكم في إشعال المحرك، وتراكم الدفع، وإقلاع المركبة، وفرت أذرع التثبيت الدعم والتثبيت في أربع نقاط حول قاعدة المرحلة S-IC. وتم تحريرها تدريجيًا وبشكل مُتحكم به خلال أول ست بوصات من الحركة الرأسية.

بعد تجاوز برج الإطلاق، أصدر برنامج طيران مُخزّن في الحاسوب الرقمي لمركبة الإطلاق (LVDC) أمرًا بتدوير المركبة لتوجيهها بحيث تُوجّهها مناورة الميل اللاحقة إلى السمت المطلوب. كانت أوامر التدوير والميل مُتحكّمًا بها بواسطة البرنامج المُخزّن، ولم تتأثر بقياسات الملاحة. وحتى نهاية احتراق المرحلة S-IC، كانت أوامر التوجيه تعتمد على الزمن فقط.

تم إصدار أمر إيقاف المرحلة الأولى وفصل المراحل عندما تلقت وحدة التحكم إشارة تفيد بأن مستوى الوقود في الخزان قد وصل إلى نقطة محددة مسبقًا. واعتمد التوجيه خلال احتراق المرحلتين الثانية والثالثة على كل من الوقت وقياسات الملاحة، وذلك لتحقيق المدار المستهدف باستخدام الحد الأدنى من الوقود.

تم إيقاف تشغيل محرك المرحلة الثانية بواسطة وحدة التحكم عند مستوى وقود محدد مسبقًا، وانفصلت المرحلة. وبحلول ذلك الوقت، كانت المركبة قد وصلت إلى ارتفاعها المداري التقريبي، وكان احتراق المرحلة الثالثة كافيًا للوصول إلى مدار دائري للتوقف .

خلال مهمات أبولو المأهولة، كانت المركبة تدور في مدار حول الأرض من مرتين إلى أربع مرات، بينما كان الطاقم يُجري فحوصات لحالة الأنظمة ومهام أخرى، وتتابعها المحطات الأرضية. خلال الساعة والنصف التي تلت الإطلاق، قامت محطات التتبع حول العالم بتحسين تقديرات موقع المركبة وسرعتها، والمعروفة مجتمعةً باسم متجه حالتها. تم إرسال أحدث التقديرات إلى أنظمة التوجيه في وحدة التحكم، وإلى حاسوب وحدة القيادة في المركبة الفضائية. عندما كان القمر والأرض والمركبة في الوضع الهندسي الأمثل، أُعيد تشغيل المرحلة الثالثة لوضع المركبة في مدار قمري. بالنسبة لأبولو 15، على سبيل المثال، استغرق هذا الاحتراق 5 دقائق و55 ثانية.

بعد عملية الحقن في مسار القمر، بدأت مناورة تُعرف باسم النقل والالتحام والاستخراج. كانت هذه العملية تحت سيطرة الطاقم، حيث حافظت وحدة التحكم (IU) على ثبات مركبة S-IVB/IU بينما انفصلت وحدة القيادة والخدمة (CSM) عن المركبة، ثم دارت 180 درجة، وعادت للالتحام بوحدة الهبوط القمرية (LM). وعندما التحمت وحدة القيادة والخدمة ووحدة الهبوط القمرية (بواسطة اثني عشر مشبكًا)، انفصلت المركبة الفضائية المُعاد ترتيبها عن مركبة S-IVB/IU.

كانت الوظيفة الأخيرة لوحدة التحكم (IU) هي توجيه المناورة الدقيقة اللازمة لإبعاد وحدة التحكم الفرعية (S-IVB/IU) عن مسار المركبة الفضائية. في بعض المهمات، دخلت وحدة التحكم الفرعية (S-IVB/IU) مدارًا أرضيًا أو شمسيًا مرتفعًا، بينما في مهمات أخرى، تحطمت على سطح القمر. وتم ترك أجهزة قياس الزلازل على سطح القمر خلال مهمات أبولو 11 و12 و14 و15 و16، ووُجهت وحدات التحكم الفرعية (S-IVB/IU) في مهمات أبولو 13 و14 و15 و16 و17 للتحطم. وقد وفرت هذه الاصطدامات نبضات سجلتها شبكة أجهزة قياس الزلازل، مما وفر معلومات حول التركيب الجيولوجي للقمر.

الأنظمة الفرعية

الجزء الداخلي من الطائرة IU-514، مع وضع ملصقات على المكونات.
رسم تخطيطي للجزء الخارجي من الطائرة IU-514

تتكون وحدة التحكم المتكاملة من ستة أنظمة فرعية: الهيكل، والتوجيه والتحكم، والتحكم البيئي، والكشف عن حالات الطوارئ، والاتصالات اللاسلكية (للقياس عن بعد والتتبع والقيادة)، والطاقة.

بناء

يتكون الهيكل الأساسي لوحدة التحكم المتكاملة (IU) من أسطوانة قصيرة،  بارتفاع 36 بوصة وقطر 260 بوصة (6600 مم) ، مصنوعة من مادة مركبة من سبائك الألومنيوم على شكل قرص عسل، بسماكة 0.95 بوصة (24 مم) . تُصنع الأسطوانة من ثلاثة أجزاء بزاوية 120 درجة، متصلة ببعضها بواسطة صفائح وصل لتشكيل هيكل متكامل. الحواف العلوية والسفلية مصنوعة من قنوات ألومنيوم مقذوفة ملتصقة بهيكل قرص العسل. تم اختيار هذا النوع من البناء لنسبة قوته العالية إلى وزنه، وعزله الصوتي، وخصائصه الموصلة للحرارة. دعمت وحدة التحكم المتكاملة المكونات المثبتة على جدارها الداخلي ووزن مركبة أبولو الفضائية أعلاها (وحدة الهبوط القمرية، ووحدة القيادة، ووحدة الخدمة، وبرج الهروب من الإطلاق). لتسهيل التعامل مع وحدة التحكم المتكاملة قبل تجميعها في مركبة ساتورن، تم تثبيت حلقات الحماية الأمامية والخلفية، بارتفاع 6 بوصات ومطلية باللون الأزرق، بمسامير في القنوات العلوية والسفلية. تمت إزالة هذه الحلقات أثناء عملية تكديس وحدة التحكم المتكاملة في مركبة ساتورن. تم تصنيع الهيكل بواسطة شركة نورث أمريكان روكويل في تولسا، أوكلاهوما. وكان إدوارد أ. بيزلي مدير برنامج جامعة إنديانا.   

تنقسم وحدة التحكم الداخلية إلى 24 موقعًا، والتي تم تمييزها من الداخل بالأرقام من 1 إلى 24 على سطح الألومنيوم فوق الحافة الزرقاء مباشرة.

التوجيه والملاحة والتحكم

بالاعتماد على منصة ST-124-M3 بالقصور الذاتي

تضمنت بنية نظام التوجيه والملاحة والتحكم لمركبة الإطلاق ساتورن 5 معدات التوجيه والملاحة والتحكم الموجودة في وحدة التحكم. [ 22 ] وقامت منصة مثبتة فضائياً ( منصة ST-124-M3 بالقصور الذاتي في الموقع 21) بقياس التسارع والوضع. وقام حاسوب رقمي لمركبة الإطلاق (LVDC في الموقع 19) بحل معادلات التوجيه، بينما أصدر حاسوب تحكم طيران تناظري (الموقع 16) أوامر لتوجيه المركبة.

تم تحديد وضعية المركبة من حيث ثلاثة محاور:

  • يمتد محور الدوران (X) من الذيل إلى المقدمة وكان عموديًا وقت الإطلاق.
  • محور الميل (Y) متعامد مع محور الدوران، ويتم تمييزه على الجزء الخارجي من وحدة التحكم بواسطة +Y فوق منفذ العرض، خارج الموقع 21.
  • محور الانحراف (Z) عمودي على كل من محور الميل ومحور الدوران، ويتم تمييزه بـ +Z خارج الموقع 3. [ 23 ]

تحتوي منصة ST-124-M3 ذاتية الحركة على ثلاثة محاور دوران : المحور الخارجي (الذي يدور 360 درجة حول محور الدوران أو المحور X للمركبة)، والمحور الأوسط (الذي يدور ±45 درجة حول محور الانعراج أو المحور Z للمركبة)، والمحور الداخلي أو الذاتي (الذي يدور 360 درجة حول محور الميل أو المحور Y للمركبة). ويُعدّ المحور الداخلي منصةً تُثبّت عليها عدة مكونات.

  • أرسل بندولان للمحاذاة الرأسية إشارات قبل الإطلاق إلى معدات الدعم الأرضي، والتي بدورها ولّدت إشارات إلى مولدات عزم الدوران الجيروسكوبية للمنصة لتسوية المحور الداخلي. وقد قام نظام المحاذاة الرأسية بتسوية المنصة بدقة تصل إلى ±2.5 ثانية قوسية .
  • استُخدم منشوران، أحدهما ثابت والآخر مُحرك آليًا، مع جهاز ثيودوليت خارجي يُوجّه عبر منفذ الرؤية خارج الموقع 21 لضبط سمت المحور الداخلي قبل الإطلاق. ويمكن ضبط السمت بدقة تصل إلى ±5 ثوانٍ قوسية .
  • ثلاثة جيروسكوبات أحادية درجة الحرية، محاور إدخالها محاذية لنظام إحداثيات قصوري متعامد . ثلاثة مولدات إشارات، مثبتة على محور إخراج كل جيروسكوب، تولد إشارات كهربائية تتناسب مع اضطرابات العزم . تُنقل الإشارات عبر إلكترونيات المؤازرة التي تنتهي بمحركات عزم الدوران المؤازرة لمحور الجيمبال. تحافظ حلقات المؤازرة على تثبيت الجيمبال الداخلي دورانيًا في الفضاء القصوري. أي أنه بينما تدور المركبة وتتأرجح وتدور حول محورها، يبقى الجيمبال الداخلي في نفس الوضع الذي تم ضبطه عليه قبل الإطلاق مباشرة. على الرغم من أنه كان يتحرك أثناء عملية الإطلاق والدوران حول محوره، إلا أنه كان ثابتًا دورانيًا.
  • قامت ثلاثة مقاييس تسارع تكاملية بقياس مركبات السرعة الثلاث الناتجة عن دفع المركبة. أُرسلت قياسات التسارع عبر محول بيانات مركبة الإطلاق (LDVA في الموقع 19) إلى مركز بيانات مركبة الإطلاق (LVDC). في مركز بيانات مركبة الإطلاق، جُمعت قياسات التسارع مع التسارع المحسوب بفعل الجاذبية الأرضية للحصول على سرعة المركبة وموقعها.

تم قياس المواضع الزاوية للمحاور الدوارة على محاورها بواسطة أجهزة تحليل الإشارات، التي أرسلت إشاراتها إلى محول بيانات مركبة الإطلاق (LVDA). وكان محول بيانات مركبة الإطلاق (LVDA) بمثابة جهاز الإدخال/الإخراج لنظام التحكم في مركبة الإطلاق (LVDC). وقد قام بمعالجة الإشارات اللازمة لجعلها مقبولة لنظام التحكم في مركبة الإطلاق (LVDC).

The instantaneous attitude of the vehicle was compared with the desired vehicle attitude in the LVDC. Attitude correction signals from the LVDC were converted into control commands by the flight control computer. The required thrust direction was obtained by gimbaling the engines in the propelling stage to change the thrust direction of the vehicle. Gimbaling of these engines was accomplished through hydraulicactuators. In the first and second stages (S-IC and S-II), the four outboard engines were gimbaled to control roll, pitch, and yaw. Since the third (S-IVB) stage has only one engine, an auxiliary propulsion system was used for roll control during powered flight. The auxiliary propulsion system provides complete attitude control during coast flight of the S-IVB/IU stage.

Control/EDS - Rate Gyro Assembly (RGA) Package

Mounted at location 15, the nine (triple-redundant) "Rate Gyroscopes" for angular rates (pitch, roll, and yaw), were used for "real time" attitude stabilization and the Emergency Detection System (EDS).

The angular rate signals were sent to the Control Signal Processor (CSP) for signal voting and then continuously input (i.e. at a high frequency, in real time) to the analog Flight Control Computer (FCC), a task that would have overwhelmed the digital computer. The FCC's damping computations were necessary for stabilizing the vehicle's angular motion during flight.[24] The final command to the engine actuators was a complex, filtered sum of several analog inputs. The FCC's analog components performed complex weighting, integration, and filtering instantaneously and continuously—at a speed necessary for vehicle stability that the 1960s-era digital computers (like the LVDC) could not match. Thus the digital computer provided the strategic steering while the analog FCC provided the tactical, high-speed stability control.

The engine-out sensors and the cables for monitoring structural integrity were distributed throughout the rocket stages, but the final decision-making logic to act on those inputs resided within the EDS components in the IU. This component housed dedicated solid-state logic circuitry that formed the core of the automatic abort system. It functioned on preset abort rules (e.g., "two or more engine failures" or "excessive vehicle rate" of pitch, roll, or yaw).

Emergency detection

رصد نظام الكشف عن حالات الطوارئ (EDS) تطورات أولية لظروف طارئة في المركبة الفضائية خلال مراحل التعزيز، والتي قد تؤدي إلى تعطلها. واستجاب النظام لهذه الحالات الطارئة بإحدى طريقتين: إذا كان تفكك المركبة وشيكًا، يتم تفعيل تسلسل إيقاف تلقائي. أما إذا كانت الحالة الطارئة تتطور ببطء كافٍ، أو كانت من طبيعة تسمح لطاقم الطائرة بتقييمها واتخاذ الإجراءات اللازمة، فإنه يكتفي بتزويدهم بمؤشرات بصرية. وبمجرد تفعيل تسلسل الإيقاف، سواءً تلقائيًا أو يدويًا، يصبح تنفيذه نهائيًا ولا رجعة فيه.

تم توزيع نظام التحكم في المحرك (EDS) في جميع أنحاء المركبة، ويتضمن بعض المكونات في وحدة التحكم (IU). تم تركيب تسعة جيروسكوبات معدل دوران نظام التحكم في المحرك في الموقع 15 في وحدة التحكم. راقبت ثلاثة جيروسكوبات كل محور من المحاور الثلاثة (الميل، والدوران، والانعراج)، مما يوفر نظامًا احتياطيًا ثلاثيًا. قام معالج إشارات التحكم (الموقع 15) بتزويد جيروسكوبات معدل دوران نظام التحكم في المحرك بالطاقة واستقبال المدخلات منها. تمت معالجة هذه المدخلات وإرسالها إلى موزع نظام التحكم في المحرك (الموقع 14) وإلى حاسوب التحكم في الطيران (الموقع 16). عمل موزع نظام التحكم في المحرك كصندوق توصيل وجهاز تحويل لتزويد لوحات عرض المركبة الفضائية بإشارات الطوارئ في حال وجود ظروف طارئة. كما احتوى على منطق المرحلات والثنائيات لتسلسل الإجهاض التلقائي. تم تفعيل مؤقت إلكتروني (الموقع 17) عند الإطلاق، وبعد 30 ثانية قام بتنشيط المرحلات في موزع نظام التحكم في المحرك مما سمح بإيقاف تشغيل المحرك عدة مرات. تم تعطيل هذه الوظيفة خلال أول 30 ثانية من الإطلاق، لمنع سقوط المركبة عائدة إلى منطقة الإطلاق. بينما تم تعطيل الإجهاض التلقائي، كان بإمكان طاقم الطائرة بدء عملية إجهاض يدوية في حالة حدوث معدل دوران زاوي زائد أو حالة تعطل محركين.

التحكم البيئي

يحافظ نظام التحكم البيئي (ECS) على بيئة تشغيل مناسبة لمعدات وحدة التحكم الإلكترونية (IU) أثناء عمليات ما قبل الرحلة وأثناء الطيران. ويتكون نظام التحكم البيئي من العناصر التالية:

  • نظام التكييف الحراري (TCS)، الذي يحافظ على درجة حرارة سائل التبريد المتداول للمعدات الإلكترونية عند 59 درجة ± 1  درجة فهرنهايت (15 ± 0.6  درجة مئوية).
  • نظام التطهير قبل الرحلة، الذي يحافظ على إمداد بمزيج منظم من درجة الحرارة والضغط من الهواء والنيتروجين الغازي (الهواء/GN2) في منطقة معدات IU/S-IVB.
  • نظام إمداد محامل الغاز، الذي يزود محامل الغاز لمنصة ST-124-M3 بالقصور الذاتي بغاز GN2.
  • معدات أخذ عينات للكشف عن الغازات الخطرة، والتي تراقب منطقة ما بين المراحل الأمامية IU/S-IVB للكشف عن وجود أبخرة خطرة.

تكييف حراري

وُضعت ألواح التكييف الحراري، التي تُسمى أيضًا بالألواح الباردة، في كلٍ من مرحلتي IU و S-IVB (حتى ستة عشر لوحًا في كل مرحلة). تحتوي كل لوحة باردة على ثقوب براغي ملولبة مرتبة بنمط شبكي، مما يوفر مرونة في تركيب المكونات.

كان سائل التبريد المتداول في نظام التبريد الحراري عبارة عن خليط من 60% ميثانول و40% ماء منزوع المعادن (وزناً). وكانت كل صفيحة تبريد قادرة على تبديد 420 واط على الأقل.

أثناء الرحلة، تُبدد الحرارة المتولدة من المعدات المثبتة على الألواح الباردة إلى الفضاء بواسطة مبادل حراري يعمل بالتسامي . يتعرض الماء من الخزان (مجمع الماء) لبيئة الفضاء ذات درجة الحرارة والضغط المنخفضين، حيث يتجمد أولاً ثم يتسامى، ممتصًا الحرارة من المبادل الحراري وناقلاً إياها إلى جزيئات الماء التي تتسرب إلى الفضاء في الحالة الغازية. يتم تبريد خليط الماء والميثانول عن طريق تدويره عبر المبادل الحراري.

نظام تنقية الهواء/GN2 قبل الرحلة

قبل الإقلاع، تُزوّد ​​معدات الدعم الأرضي وحدة التحكم بالهواء (IU) بهواء تهوية مُبرّد ومُرشّح، يدخل عبر القناة الكبيرة في منتصف لوحة التوصيل (الموقع 7)، ويتفرع إلى قناتين في الأعلى تُحملان حول وحدة التحكم في حامل الكابلات. وتُطلق فتحات تهوية مُوجّهة للأسفل من هاتين القناتين هواء التهوية إلى داخل وحدة التحكم. أثناء التزود بالوقود، تم تزويد الوحدة بغاز النيتروجين بدلًا من الهواء، لتنقية أي غازات دافعة قد تتراكم داخلها.

إمداد الغاز

لتقليل أخطاء استشعار الوضع والسرعة، قام المصممون بتقليل الاحتكاك إلى أدنى حد في جيروسكوبات ومقاييس تسارع المنصة عن طريق تعويم المحامل على طبقة رقيقة من النيتروجين الجاف. تم تزويد النيتروجين من كرة تحتوي على 56.6 لترًا (2 قدم مكعب) من الغاز عند ضغط 20.7 ميجا باسكال (3000 رطل لكل بوصة مربعة) . يبلغ قطر هذه الكرة 0.53 مترًا (21 بوصة  ) وهي مثبتة في الموضع 22، إلى يسار جهاز ST-124-M3. يمر الغاز من كرة التزويد عبر مرشح ومنظم ضغط ومبادل حراري قبل أن يتدفق عبر المحامل في المنصة الثابتة.

كشف الغازات الخطرة

يراقب نظام الكشف عن الغازات الخطرة وجود هذه الغازات في حجرات مقدمة المركبة IU وS-IVB أثناء عملية التزود بالوقود. وقد تم أخذ عينات الغاز من أربعة مواقع: بين اللوحتين 1 و2، و7 و8، و13 و14، و19 و20. تمتد أنابيب من هذه المواقع إلى الموقع 7، حيث تم توصيلها بمعدات الدعم الأرضية (خارج المركبة IU) القادرة على كشف الغازات الخطرة.

الاتصالات اللاسلكية

تواصلت وحدة التحكم (IU) لاسلكيًا باستمرار مع المحطة الأرضية لأغراض متعددة. فقد نقل نظام القياس والقياس عن بُعد بيانات حول العمليات والظروف الداخلية لصاروخ ساتورن 5. كما نقل نظام التتبع بيانات استخدمتها محطة التحكم الأرضية (MGS) لتحديد موقع المركبة. وسمح نظام الأوامر اللاسلكية لمحطة التحكم الأرضية بإرسال الأوامر إلى وحدة التحكم.

القياس والقياس عن بعد

تم قياس ما يقارب 200 معيار على وحدة القياس المتكاملة (IU) وإرسالها إلى الأرض، من أجل

  • المساعدة في فحص مركبة الإطلاق قبل الإطلاق،
  • تحديد حالة المركبة والتحقق من الأوامر المستلمة أثناء الطيران، و
  • تسهيل تحليل المهمة بعد انتهاء الرحلة.

تشمل المعايير المقاسة التسارع ، والسرعة الزاوية ، ومعدل التدفق ، والموقع ، والضغط ، ودرجة الحرارة ، والجهد ، والتيار ، والتردد ، وغيرها. تمت معالجة إشارات المستشعرات بواسطة مضخمات أو محولات موجودة في رفوف القياس. يوجد أربعة رفوف قياس في وحدة التحكم (IU) في المواقع 1 و9 و15، ويحتوي كل رف على عشرين وحدة لمعالجة الإشارات. تم توجيه الإشارات المعالجة إلى قناة القياس عن بُعد المخصصة لها بواسطة موزع القياس في الموقع 10. يوجد رابطان للقياس عن بُعد. ولكي يتمكن رابطا القياس عن بُعد في وحدة التحكم من معالجة ما يقارب 200 قياس منفصل، كان لا بد من مشاركة هذين الرابطين. استُخدمت تقنيات تعدد الإرسال بمشاركتي التردد والوقت لتحقيق ذلك. أما تقنيتا التضمين المستخدمتان فهما تضمين رمز النبض /تضمين التردد (PCM/FM) وتضمين التردد/تضمين التردد (FM/FM).

استُخدم مُضاعِفان لمشاركة الوقت من طراز 270 (MUX-270) في نظام القياس عن بُعد IU، مُثبّتين في الموقعين 9 و10. يعمل كل منهما كمُضاعِف 30×120 (30 قناة رئيسية، تُؤخذ عينات من كل منها 120 مرة في الثانية) مع إمكانية دمج القنوات الرئيسية الفردية لتكوين 10 قنوات فرعية، تُؤخذ عينات من كل منها 12 مرة في الثانية. تُرسَل مُخرجات MUX-270 إلى وحدة تجميع PCM/DDAS من طراز 301 في الموقع 12، والتي بدورها تُشغّل  جهاز إرسال PCM VHF بتردد 245.3 ميجاهرتز.

تم نقل إشارات FM/FM في 28 قناة حاملة فرعية وتم إرسالها بواسطة  جهاز إرسال FM بتردد 250.7 ميجاهرتز.

تم ربط كل من قنوات FM/FM و PCM/FM بهوائيي القياس عن بعد الموجودين على الجانبين المتقابلين من وحدة IU خارج الموقعين 10 و 22.

التتبع

زودت أجهزة الإرسال والاستقبال الرادارية من نوع C-band، المحمولة على متن المركبة، بيانات التتبع للمحطة الأرضية، والتي استُخدمت لتحديد مسار المركبة . استقبلت هذه الأجهزة إشارات استجواب مشفرة أو نبضية مفردة من المحطات الأرضية، وأرسلت ردًا نبضيًا مفردًا في نفس نطاق التردد (من 5.4 إلى 5.9 جيجاهرتز ). استُخدم هوائي مشترك للاستقبال والإرسال. تقع هوائيات أجهزة الإرسال والاستقبال من نوع C-band خارج الموقعين 11 و23، أسفل هوائيات الاستقبال متعددة الاتجاهات لنظام CCS PCM مباشرةً.

أوامر الراديو

وفر نظام الاتصالات القيادية (CCS) إمكانية نقل البيانات الرقمية من المحطات الأرضية إلى مركز التحكم في إطلاق المركبة الفضائية (LVDC). استُخدمت وصلة الاتصالات هذه لتحديث معلومات التوجيه أو إصدار أوامر لبعض الوظائف الأخرى عبر مركز التحكم في إطلاق المركبة الفضائية. انطلقت بيانات الأوامر من مركز التحكم في المهمة في هيوستن ، وأُرسلت إلى محطات بعيدة لنقلها إلى المركبة الفضائية. بُثت رسائل الأوامر من الأرض بتردد 2101.8  ميجاهرتز. رُفعت الرسالة المستلمة إلى وحدة فك تشفير الأوامر (الموقع 18)، حيث جرى التحقق من صحتها قبل إرسالها إلى مركز التحكم في إطلاق المركبة الفضائية. تم التحقق من استلام الرسالة من خلال نظام القياس عن بُعد لوحدة التحكم في إطلاق المركبة الفضائية (IU PCM). استخدم نظام الاتصالات القيادية خمسة هوائيات.

  • هوائي أحادي الاتجاه خارج الموقع 3-4،
  • هوائيان للإرسال متعدد الاتجاهات خارج الموقعين 11 و23، و
  • هوائيان استقبال متعدد الاتجاهات خارج الموقعين 12 و 24.

قوة

تم تزويد الطائرة بالطاقة أثناء الطيران من خلال أربع بطاريات من الفضة والزنك بجهد اسمي 28±2 فولت تيار مستمر. وُضعت البطارية D10 على رف في الموقع 5، والبطاريتان D30 وD40 على رفوف في الموقع 4، والبطارية D20 في الموقع 24. قام مصدران للطاقة بتحويل طاقة البطاريات غير المنظمة إلى جهدين منظمين 56 فولت تيار مستمر و5 فولت تيار مستمر. كان مصدر الطاقة 56 فولت تيار مستمر في الموقع 1، وقام بتزويد وحدة ST-124-M3 الإلكترونية ووحدة تكييف إشارة مقياس التسارع بالطاقة. أما مصدر الطاقة 5 فولت تيار مستمر في الموقع 12، فقد زوّد نظام قياس IU بجهد 5 ± 0.005 فولت تيار مستمر.

تُظهر هذه الصور تطور وحدة الإطلاق. لم تكن عمليات إطلاق ساتورن الأربع الأولى مزودة بوحدة إطلاق، بل استخدمت أنظمة التوجيه والقياس عن بُعد وغيرها من المعدات المثبتة أعلى المرحلة الأولى.

حلقت أول وحدة تحكم إلكترونية (IU) على متن رحلة الإطلاق الخامسة لكوكب ساتورن، SA-5، وكان قطرها 3.91 مترًا ( 12 قدمًا و10 بوصات ) وارتفاعها 1.47 مترًا ( 4 أقدام و10 بوصات ) . وكانت مكوناتها موضوعة في حاويات مضغوطة. حلقت هذه النسخة على متن رحلات الإطلاق SA-5 وSA-6 وSA-7. أما وحدة التحكم الإلكترونية التي حملتها رحلات الإطلاق SA-8 وSA-9 وSA-10، فكان ارتفاعها 0.86 مترًا (قدمين و10 بوصات) فقط ، ولم تكن مضغوطة . [ 25 ]         

مع إطلاق صاروخي ساتورن 1B وساتورن 5، استُخدم إصدار ثالث بقطر 6.6 متر (21.6 قدمًا ) وارتفاع 0.91 متر (3 أقدام) . تُظهر مقارنة هذه الصور لوحدة الأجهزة أن تكوين المكونات التي تحملها هذه النسخة قد تغير تبعًا للمهمة. فقد حُذفت بعض المعدات (مثل نظام تتبع أزوسا الذي حُذف من وحدات الأجهزة اللاحقة)، وأُضيفت معدات أخرى (مثل بطارية رابعة للمهام الأطول)، ونُقلت مكونات أخرى.  

تُظهر هذه الصور أيضًا أنه تم تركيب بعض المكونات (مثل البطاريات، ومنصة ST-124 بالقصور الذاتي) في وحدة IU بعد أن تم تكديسها في مبنى تجميع المركبات فوق المرحلة الثالثة S-IVB.

مراجع

زحل

  • بيلستين، روجر إي. (1980). مراحل إلى زحل: تاريخ تكنولوجي لمركبات إطلاق أبولو/ساتورن. ناسا SP-4206. ISBN 0-16-048909-1متوفر عبر الإنترنت: HTML أو PDF
  • ديفيد س. أكينز. "التسلسل الزمني المصور لكوكب زحل. السنوات الإحدى عشرة الأولى لزحل: من أبريل 1957 إلى أبريل 1968". ناسا - مركز مارشال لرحلات الفضاء، MHR-5، 20 يناير 1971. متاح على الإنترنت: HTML
  • ملخص برنامج ساتورن 1. سردٌ مبسطٌ من 43 صفحة لبرنامج ساتورن 1، مؤرخ في 15 فبراير 1966، ويغطي المهمات من SA-1 إلى SA-10. متاحٌ على الإنترنت من NTRS: PDF
  • مجموعة مواد صحفية حول صاروخ ساتورن 5. تتضمن وثائق حول ساتورن 5، والمرحلة الأولى، ومحرك F-1، والمرحلة الثانية، ومحرك J-2، ووحدة الأجهزة، والمرافق، والاختبارات، وتجميع المركبة وإطلاقها، ومدير البرنامج، وتاريخ الرحلات، ومهمة STS-1، والمقاولين، وقاموس المصطلحات، والفهرس. متوفرة عبر الإنترنت: HTML
  • "نظام مركبة الإطلاق أبولو "أ"/ساتورن سي-1". مكتب أنظمة ساتورن التابع لمركز مارشال لرحلات الفضاء التابع لناسا، 17 يوليو 1961. 410 صفحات. NASA TM X-69174. MOR-MSAT-61–5. متوفر على الإنترنت: معلومات ورسومات بصيغة PDF حول الإصدار 1 من وحدة التحكم.
  • دوران، بكالوريوس هندسة. "الوضع التشغيلي وتجربة مركبة الإطلاق ساتورن 1/1ب". ورقة بحثية قُدّمت في اجتماع هندسة الطيران والفضاء والتصنيع التابع لجمعية مهندسي السيارات، لوس أنجلوس، كاليفورنيا، 7-11 أكتوبر 1968. 30 صفحة. عمل دوران لدى شركة كرايسلر، الشركة المصنعة لصاروخ ساتورن 1.
  • "خطوات نحو زحل". مركز مارشال لرحلات الفضاء التابع لناسا، 106 صفحات. متوفر على الإنترنت: ملف PDF. يصف تصنيع الصواريخ المعززة بواسطة مركز مارشال لرحلات الفضاء واستخدام الحاويات التي تحتوي على معدات التوجيه قبل وحدة الإطلاق.

أبولو

  • تشارلز د. بنسون وويليام بارنابي فاهيرتي. مونبورت: تاريخ مرافق وعمليات إطلاق أبولو. ناسا SP-4204، 1978. متاح على الإنترنت: HTML
  • "تقرير موجز عن برنامج أبولو". مركز ليندون جونسون الفضائي التابع لوكالة ناسا، هيوستن، تكساس، أبريل 1975. JSC-09423. متاح على الإنترنت: PDF
  • إيفان د. إرتل، ماري لويز مورس، جين كيرناهان بايز، كورتني ج. بروكس، ورولاند و. نيوركيرك. مركبة أبولو الفضائية: تسلسل زمني. ناسا SP-4009. متاح على الإنترنت: HTML
  • أورلوف، ريتشارد دبليو. "أبولو بالأرقام". قسم التاريخ في وكالة ناسا، واشنطن العاصمة، 2000. NASA SP-2000-4029. 345 صفحة. متاح عبر الإنترنت: ملاحق HTML مفيدة.
  • "تقرير ملخص رحلات برنامج أبولو: مهمات أبولو من AS-201 إلى أبولو 16". مكتب ناسا لرحلات الفضاء المأهولة، يونيو 1972. 125 صفحة. متوفر على الإنترنت بصيغة PDF .

مهام محددة

  • "تقييم رحلة ساتورن SA-1". مركز مارشال لرحلات الفضاء التابع لناسا، 14 ديسمبر 1961. MPRSAT-WF-61-8. متاح على الإنترنت: ملف PDF. يصف نظام توجيه ساتورن قبل وحدة التحكم.
  • براندنر، إف دبليو. "ملخص المعلومات التقنية المتعلقة بمركبة ساتورن SA-2". مذكرة ناسا مركز مارشال لرحلات الفضاء بتاريخ 5 أبريل 1962. TMX 51831. 16 صفحة. متوفرة على الإنترنت: ملف PDF . يصف نظام توجيه ساتورن قبل وحدة الإطلاق.
  • "نتائج الرحلة التجريبية الرابعة لمركبة الإطلاق ساتورن 1B، الرحلة التجريبية AS-204". مركز مارشال لرحلات الفضاء التابع لناسا، 5 أبريل 1968. 365 صفحة. MPR-SAT-FE-68-2. NASA TM X-61111. متوفر على الإنترنت: ملف PDF. يصف التغييرات التي أُجريت على وحدة التحكم بناءً على بيانات من المهمة SA-204.
  • شركة كرايسلر، قسم هانتسفيل. “أنظمة هوائي زحل، SA-5”. NASA MSFC Astroonics Division Instrumentation Branch، 18 يونيو 1963. 439 صفحة. متاح على الإنترنت: PDF يصف بعض جوانب الإصدار 1 من IU.
  • فايشل، إتش جيه "تقرير بيانات اختبار الطيران SA-8". مذكرة ناسا الفنية TM X-53308. 2 أغسطس 1965. متاح على الإنترنت: PDF. وفقًا لهذا، تم استخدام ASC-15 وST-90 في نظام التوجيه النشط، بينما كان ST-124 جزءًا من نظام الركاب.
  • "دليل رحلة ساتورن 5 SA-507". وصفٌ من 244 صفحة لرحلة ساتورن-أبولو 507، مؤرخ في 5 أكتوبر 1969. يتضمن فصلاً عن وحدة الأجهزة (القسم السابع، صفحة 149 من ملف PDF). متوفر عبر الإنترنت: PDF

وحدة العدادات

  • شركة IBM. "وصف نظام وحدة الأجهزة وبيانات المكونات". يسرد هذا الدليل، في الجدول 1، جميع المكونات بالاسم ورقم القطعة والرمز المرجعي والموقع للوحدات من IU-201 إلى IU-212 ومن IU-501 إلى IU-515. كما يتضمن صورًا للعديد من المكونات. وتُدرج صفحة سجل التغييرات ستة تغييرات، كان آخرها في يناير 1970، وهو العام الذي أُطلقت فيه الوحدة IU-508.
  • "صحيفة حقائق وحدة الأجهزة". مرجع إخباري عن صاروخ ساتورن 5، مؤلف من 8 صفحات، مؤرخ في ديسمبر 1968، في نفس وقت تسليم وحدة الأجهزة IU-505 إلى كيب كانافيرال. متوفر على الإنترنت: PDF
  • "وحدة أجهزة ساتورن". وصف مكون من 102 صفحة لوحدة الأجهزة، مؤرخ في أبريل 1968، أعدته شركة بوينغ.
  • "Astrionics System Handbook for Saturn Launch Vehicles." A 417-page description of most of the functions and subsystems of the instrument unit, dated 1 November 1968. Available on-line: PDFArchived 2020-08-16 at the Wayback Machine
  • Lowery, H.R. "Saturn Instrument Unit Command System". NASA MSFC Huntsville, Alabama, 22 October 1965. 45 pages. Technical Memorandum X- 53350. Available online:PDF
  • "Saturn IB/V Instrument Unit Instrumentation System Description". International Business Machines, Federal Systems Division, Huntsville, Alabama, 1 June 1966. 119 pages. IBM No. 65-966-0021, MSFC No. III-5-509-1. Available online:PDF Describes the transducers, measurement system, and telemetry function of the IU.

Instrument unit guidance

  • Herman E. Thomason. "General Description of the ST-124M Inertial Platform System." NASA TN D-2983, dated September 1965. 93 pages. This has clearer figures than most of the PDF documents about the IU, providing the best views of the insides of the gyros and gas bearings. Available on-line: PDF
  • Walter Haeussermann. "Description and Performance of the Saturn Launch Vehicle's Navigation, Guidance, and Control System." NASA TN D-5869, dated July 1970. 52 pages. Available online: PDF
  • Richard L. Moore and Herman E. Thomason. "Gimbal Geometry and Attitude Sensing of the ST-124 Stabilized Platform." NASA TN D-1118, dated May 1962. An early, and mathematical, rather than descriptive, account of the ST-124. At this date the ST-124 was a 4-gimbal concept, whereas the version that flew had only 3 gimbals. Available online:PDF
  • "Saturn V Launch Vehicle Digital Computer. Volume 1: General Description and Theory." IBM, 30 November 1964. Changed 4 January 1965. 256 pages. Available online: PDF
  • "Laboratory Maintenance Instructions for the Saturn V Launch Vehicle Digital Computer." Volume 1 of 2, dated 4 January 1965. 256 pages.
  • Decher, Rudolf. "The Astrionics System of Saturn Launch Vehicles". NASA MSFC Huntsville, Alabama, 1 February 1966. 180 pages. NASA TM X- 53384. Available online: PDF
  • Lyons, R.E. and Vanderkulk, W. "The Use of Triple-Modular Redundancy to Improve Computer Reliability". IBM Journal, April 1962, pp. 200–209. Available online: PDF Theory behind the LVDC.
  • Stumpf, David K. "Titan II. A History of a Cold War Missile Program.". University of Arkansas Press, Fayetteville, Arkansas, 2000. ISBN 1-55728-601-9. Picture of the ASC-15 computer used on the Titan II and on early Saturn flights. The ASC-15 was the predecessor of the LVDC, and was the guidance computer before the IU and on IU version 1, at least.

NASA computers

  • تومايكو، جيمس إي. "الحواسيب في رحلات الفضاء: تجربة ناسا". تقرير مقاول ناسا رقم 182505، مارس 1988. متاح على الإنترنت: HTML
  • "أنظمة الحاسوب الرقمية المحمولة فضائياً". ناسا، SP-8070، مارس 1971. متاح على الإنترنت: PDF

ملحوظات

  1. ↑ "صحيفة حقائق وحدة الأجهزة، مرجع أخبار ساتورن 5". تم التغيير في ديسمبر 1968. الصفحة 2.
  2. ↑ روجر إي. بيلستين. مراحل إلى زحل . سلسلة تاريخ ناسا، 1996. الفصل 8. من الفحص إلى الإطلاق: الحاسوب المثالي. يُشار أيضًا إلى شركة IBM بصفتها مُصنِّعة وحدة الأجهزة على لوحة اسم IU-514 في مركز أودفار-هازي. تقع هذه اللوحة في أعلى يسار الموقع 7.
  3. ↑ "وحدة أجهزة ساتورن 5 (IU) | NASM TAP" . copilot.si.edu . مؤسسة سميثسونيان . مؤرشف من الأصل بتاريخ 2019-04-04 . تم الاطلاع عليه بتاريخ 2017-09-22 .
  4. ↑ "وصف صوتي لوحدة أجهزة ساتورن 5" . copilot.si.edu/ . مؤسسة سميثسونيان. مؤرشف من الأصل بتاريخ 22-09-2017 . تم الاطلاع عليه بتاريخ 22-09-2017 .
  5. ↑ "مراحل الوصول إلى زحل" الفصل 8.
  6. ↑ "محول المرحلة الثانية من صاروخ زحل 1، الكتلة 1" . heroicrelics.org . تم الاطلاع عليه بتاريخ 9 ديسمبر 2025 .
  7. ↑ "الصاروخ السابع ساتورن 1 (إصدار ناسا رقم 64-228)" (ملف PDF) . خادم التقارير الفنية لناسا (NTRS) . الإدارة الوطنية للملاحة الجوية والفضاء (ناسا). 17 سبتمبر 1964. تاريخ الاطلاع: 8 ديسمبر 2025 .
  8. ↑ "كتيب SA-6 (ساتورن 1 بلوك 2)" . heroicrelics.org . تم الاطلاع عليه بتاريخ 2025-12-09 .
  9. ↑ "ملخص المعلومات التقنية المتعلقة بمركبة ساتورن SA-2" . ناسا. 1962. ص 10. hdl : 2060/19650076118 . مؤرشف من الأصل في 22 مايو 2010. تم الاطلاع عليه في 9 ديسمبر 2025. مدخلات حاسوب التحكم التناظري في الطيران موضحة في [الشكل 5] مخطط كتلة نظام التحكم 
  10. ↑ كودل، جون م.؛ كولبير، دونالد س. (1962). حاسوب التحكم في الطيران لمركبات ساتورن الفضائية . مجموعة ساتورن 5 (MC-2)، السلسلة الثالثة: الوثائق مرتبة ترتيبًا زمنيًا (ورقة فنية). هنتسفيل، ألاباما: أرشيفات ومجموعات جامعة ألاباما في هنتسفيل الخاصة. الصندوق: 7، المجلد: 31. تاريخ الاسترجاع: 9 ديسمبر 2025. تم الاستشهاد به في [الشكل 10] فيما يتعلق بحاسوب التحكم التناظري في الطيران المستخدم في ساتورن 1.
  11. ↑ دوربين، إدغار (2010). "أنظمة التوجيه والتحكم في ساتورن 1" . كويست: مجلة تاريخ رحلات الفضاء الفصلية . 17 (4): 19-31 . [الشكل 25.] حاسوب التحكم في رحلة ساتورن 1.
  12. ↑ "حاسوب التحكم في طيران ساتورن 5 | مزاد RR" . www.rrauction.com . تاريخ الاسترجاع: 9 ديسمبر 2025 .
  13. ↑ نظام إطلاق مركبة أبولو "أ" / ساتورن سي-1
  14. ↑ ملخص ساتورن 1 بصيغة PDF، صفحة 36
  15. ↑ "التسلسل الزمني المصور لكوكب زحل"، الملحق ح. ميناء القمر ، الملحق أ. التقرير الموجز لبرنامج أبولو ، الملحق أ.
  16. ↑ "تاريخ زحل 1B" .{{cite web}}: CS1 maint: deprecated archiveal service ( link )
  17. ↑ "تقرير إطلاق الفضاء ... تاريخ مركبة ساتورن" .{{cite web}}: CS1 maint: deprecated archiveal service ( link )
  18. ↑ "تقرير إطلاق الفضاء ... تاريخ مركبة ساتورن" .{{cite web}}: CS1 maint: deprecated archiveal service ( link )
  19. ↑ "دليل نظام الإلكترونيات الفضائية"، 1 نوفمبر 1968، مركز مارشال لرحلات الفضاء رقم IV-4-401-1. رقم IBM 68-966-0002. القسم 1.3. نبذة عن مهمة ساتورن 5.
  20. ↑ "صحيفة حقائق وحدة الأجهزة. مرجع أخبار ساتورن 5." تم التغيير في ديسمبر 1968. الصفحات 5-6.
  21. ↑ "دليل طيران ساتورن 5 SA-507". MSFC-MAN-507. تم التعديل في 5 أكتوبر 1969. الصفحة 2-1 (صفحة 15 من ملف PDF). القسم الثاني: الأداء. تسلسل الرحلة.
  22. ↑ أور، جيب س؛ وول، جون هـ؛ ديني، كورنيليوس ج (20 أبريل 2020). الإرث الدائم لمبادئ وممارسات تصميم ديناميكيات الطيران والتحكم لمركبة الإطلاق ساتورن 5 (ملف PDF) . المؤتمر الدولي السبعون للملاحة الفضائية (IAC–19–9-D6.2) (ورقة بحثية). واشنطن العاصمة: خادم التقارير الفنية التابع لناسا (NTRS). ص 3. تألفت بنية نظام التوجيه والملاحة والتحكم لمركبة ساتورن 5 بشكل أساسي من وحدة القياس بالقصور الذاتي ST-124M-3، ومجموعة جيروسكوب منفصلة للتحكم في معدل الطيران (RGA)، ومحول بيانات مركبة الإطلاق (LVDA)، والحاسوب الرقمي لمركبة الإطلاق (LVDC)، وحاسوب التحكم في الطيران (FCC)... 
  23. ↑ "دليل نظام الإلكترونيات الفضائية"، 1 نوفمبر 1968، مركز مارشال لرحلات الفضاء رقم IV-4-401-1. رقم IBM 68-966-0002. صفحة 1.2-1 (صفحة 15 من ملف PDF): تم وصف نظامي الإحداثيات القديم والجديد. دخل المعيار الجديد حيز التنفيذ للمركبات 204 و502 (وما تلاها).
  24. ↑ هاوسرمان، والتر (مارس 1970). "وصف وأداء نظام الملاحة والتوجيه والتحكم لمركبة الإطلاق ساتورن". وقائع الاتحاد الدولي للتحكم الآلي ، المجلد 3 (1): 275-312 . doi : 10.1016/S1474-6670(17)68785-8 .
  25. ↑ "ملخص ساتورن 1". 15 فبراير 1966.