Saturn V műszeregység (IU)

A Saturn V műszeregység (a NASA által használt nevén Instrument Unit, vagy rövidítve IU) az űrügynökség holdprogramjában használt Saturn V óriásrakéták egyik önálló egysége volt, amelynek a rakéta többi részétől merőben más funkciója volt, ez az egység felelt a felbocsátáskor az űrszerelvény pályán tartásáért. A kor rakétáival ellentétben, ahol a rakéták irányító egységét a rakétatestbe integráltan, akár több helyen szétszórva valósították meg, az IU fizikailag egy helyen összpontosította ezeket a berendezéseket és így képzett egy önálló szerelési egységet.

Elhelyezését tekintve ez volt a rakétaszerelvény legfelső szintje, a rakéta S-IVB fokozatának tetején kapott helyett, felette pedig már az SLA (Spacecraft/Lunar Module Adapter – Űrhajó/holdkomp adapter) volt, amely lényegében a hasznos terhet jelentő holdkomp és Apollo parancsnoki és műszaki egység rakétára rögzítését és hely biztosítását szolgáló passzív szerkezet volt. Méreteit tekintve a repülésre kész Saturn V talán legjelentéktelenebb része volt a 120 méter magas szerkezetből mindössze 91 cm magasságával (0,75%) és 1996 kg-os tömegével (0,075%).

A műszeregységben kapott helyet a Saturn V pályántartásáért felelős önálló, független irányító rendszer, amely egészen a Föld körüli pályára állásig vezérelte a rakétát. További részegységek voltak a digitális komputer, a hozzá kapcsolódó elektronika, egy analóg fedélzeti komputer, egy vészhelyzet érzékelő rendszer, egy tehetetlenségi navigációs platform, gyorsulásmérők és az ezeket kiszolgáló giroszkópok.

A rakéta részegység tervezése a NASA Marshall Űrközpontjában történt, Huntsville-ben a Saturn I rakéta hasonló részegysége alapján, majd a gyártás jogát, valamint a bele foglalt számítógépek építésének jogát az International Business Machines (IBM) kapta meg.

Fejlesztése

A rakéta részegység fejlesztése nagy mértékben kapcsolódik magának az óriásrakétának a fejlesztéséhez. A NASA Wernher von Braun tervei alapján és a Saturn Vehicle Evaluate Committee, vagy ismertebb nevén a Silverstein-bizottság egy új rakétacsalád, a Saturn rakétacsalád fejlesztésébe fogott, amelynek kisebb tagjai a holdprogram Föld körüli pályán vezetett próbaútjai, míg a legnagyobb tagja pedig a Hold elérésében kapott szerepet. Ezen rakétákban közös volt, hogy nem, vagy csak kis részben alapult más, a NASA által korábban használt, eredetileg interkontinentális ballisztikus rakétafegyveren, ezzel szemben a megrendelésekor tisztán űrrepülési célokra szánt eszköz volt. Ilyen módon közös jellemzője volt a teljes rakétacsaládnak az is, hogy a felhasználási célra való optimalizálás során szerkezetileg is az előzőekben használt eszközöktől.

A legjelentősebb változás az volt, hogy a Saturn rakéták immár tisztán többfokozatú, szilárd hajtóanyagú rakéták voltak, nem rendelkezett egyik sem oldalsó gyorsítófokozatokkal, ezért a rakéta pályán tartását célzó eszközöket egy önálló szerkezeti egységbe kellett rendezni, amely független volt a rakéta többi részegységétől, vagy alsó, esetleg felső részétől (a korábbi rakétákban, így pl. különösen a Mercury-program Redstone rakétájában a pályántartáshoz szükséges berendezések – giroszkópok, tehetetlenségi navigációs rendszer, stb. – nem egy csoportban kerültek beépítésre, hanem ahol célszerűen hely volt a rakétatestben). Szakítva a korábbi filozófiával a Saturn rakéták egy önálló, a rakéta teljes repülési ideje alatt rendelkezésre álló és ezért a rakéta tetején elhelyezett ún. műszeregységet (Instrument Unit) kaptak – más méretdimenzióiknál fogva a Saturn I és a Saturn V különböző méretűeket.

A műszeregység kialakítását és tartalmát a rakéta elméleti tervezését végző és Wernher von Braun irányítása alatt levő Marshall Spaceflight Center végezte.

Felépítése

Szerkezete

Az IU egy 6,6 méter átmérőjű, 0,914 méter magas henger volt, amelynek falai méhsejt szerkezetű alumínium ötvözetből álltak össze és az alsó és felső peremen extrudált alumínium csatornák futottak végig, amelyek merevítették a szerkezetet. Az első tervek alapján elkészült szerkezet először összerogyott a saját súlya alatt, ám később a kritikus pontokon vastagabb fémet alkalmazva a problémát sikerült kiküszöbölni (maga a fémszerkezet egyébként jó tömeg/szilárdság aránnyal, jó hővezető képességgel és jó hangszigetelő tulajdonságokkal rendelkezett). A hengert három 120°-os szegmensben gyártották le és ezeket illesztették össze egy egybefüggő szerkezetté.

Digitális számítógép és adattároló

A teljes műszeregység lelke és központi magját képező egysége az IBM által fejlesztett fedélzeti számítógép volt. A komputer két elkülönülő, de integráns egységből épült fel: a Launch Vehicle Digital Computer (LVDC – Hordozórakéta Digitális Számítógép) és a Launch Vehicle Data Adapter (Hordozórakéta Adat Feldolgozó) egységekből. A két egység munkamegosztásában az LVDC végezte az összes számítási műveletet, míg az LVDA volt az inputok és az outputok kezelője (amely azt jelentette, hogy minden jel, ami be és kiment a számítógépre és -ről, átment az LVDA-n.

Funkcióját tekintve az LVDC/LVDA rendszer részt vett a rakéta felbocsátás előtti ellenőrzéseiben, a repülés közbeni navigációs számításokban, a fokozatleválasztások vezérlésében és a Föld körüli pályán szükséges számítások elvégzésében. A számításokat végző számítógép egyébként egy általános célú komputer volt, amelybe fixen beépített programok végezték a számítási munkát és a beérkező adatokat két aritmetikai szekció dolgozta fel, amelyek egymástól függetlenül is képesek voltak dolgozni. Az aritmetikai szekciók munkáját úgy osztották meg a tervezők, hogy az összeadási és kivonási műveleteket végezte az egyik szekció, míg a szorzási és osztási műveleteket a másik.

A működéshez a következő programokat égették bele a gép belső memóriájába: repülési program: amely a felszállástól a rakéta feladatának végéig volt működésben és felügyelte a startot, a kormányzást, a navigációt, a térbeli helyzet beállítását, a repülési események sorrendiségének vezérlését, az adatkezelést, a földi parancsok végrehajtását és a berendezések felügyeletét. orbitális repülési program: a rakéta azon kevés ilyen célú eszköz egyike volt, amelynek nem ért véget a feladata a Föld körüli pályára állás pillanatában, hanem az orbitális pályán is a Holdra tartó Apollo űrhajókkal maradt és ott is kellett a rakétának feladatokat ellátnia. Ehhez külön, önálló programot kapott felbocsátás előtti és bekapcsolási program: a földi start előtt a rakétát egy földi irányító számítógép felügyelte, amely hierarchiában az LVDC felett állt, majd a visszaszámlálás T-8 percénél az LVDC vette át a feladatokat meghajtásos repülési fázis fő hurok: egy repetitív parancsokat végrehajtó program volt, amely a repülés meghajtott fázisa alatt végzett navigációs számításokat, dolgozott ki kormányparancsokat felügyelte az időzítéseket. megszakítási program: egy rakéta felbocsátásának előkészületei során akár tervezett módon, akár váratlanul – pl. egy hiba miatt – előfordulhattak rövidebb-hosszabb megszakítások. Amikor ilyen megszakítás lépett életbe, az LVDC átváltott egy speciális megszakítási rutinra, amely azonosított a megszakítás forrását, végrehajtotta a szükséges intézkedéseket, majd a megszakítás leteltével visszatért arra a pontra, ahol a normál felbocsátási program félbeszakadt telemetriai program: az irányításnak szüksége volt rálátásra, hogy milyen rendszerekben mi zajlik éppen és az megfelelően zajlik-e, így az LVDC és LVDA operációjának műveleteit is monitorozták, ezért rádión ezek adatait is lesugározták. Ehhez bizonyos esetekben – pl. az orbitális fázisban, amikor a rakéta a rádióvevő berendezések hatósugarán kívül volt – tárolni volt szükséges az adatokat, majd tömöríteni a rádióadáshoz, vagy éppen amikor többféle adatot egyidejűleg kellett lesugározni, akkor megosztani, hogy melyik frekvencián melyik adatcsomag kerüljön átsugárzásra, vagy az adatok milyen sorrendben kerüljenek át az irányításhoz. Ezt a folyamatot vezérelte ez a programszekció egyedi újraindítási program: amely bizonyos dedikált időpontokban szükségszerűen újraindított minden, periodikusan működő programot. Ezek a dedikált időpontok: T1 = Start pillanata; T2 = S–IC középső hajtómű leállítása a fokozatleválasztáshoz; T3 = S–IC külső hajtóművek leállítása a fokozatleválasztáshoz; T4 = S–II fokozat hajtómű leállítása fokozatleválasztáshoz; T5 = S–IVB hajtómű leállítása orbitális pályára érkezéskor; T6 = az S–IVB újraindítása a holdirányú gyújtáskor; T7 = az S–IVB végső leállítása üzemmód és sorrendvezérlő program: amely elsősorban a rakéta elektromos és elektronikus rendszereit felügyelte, a kapcsolók helyzetének automatikus állításával, illetve az áramkörök kapcsolásával, valamint választva ezen rendszerek egyes üzemmódjai között. Ugyancsak ez a program adott jelet a hajtómű indításhoz az indítóállásban, a hajtómű leállításhoz a fokozatleválasztások előtt, illetve magukhoz a fokozatleválasztásokhoz kapcsolási választó program: a legtöbb LVDC által irányított fokozatszerű folyamat egy kapcsolási választón keresztül működött. A kapcsolási választó az LVDC/LVDA-tól kapott egy digitális parancsot, amelyet dekódolt és aktiválta a megfelelő áramkört, hogy végrehajtsa a parancsot. A választók reléket hoztak működésbe, amelyek azt a részegységet hozták működésbe, amely érintett volt a parancsban. Minden választó 112 különböző áramkört tudott aktiválni, egyszerre egyet, amelyet kódok alapján hajtott végre. A parancsokat 100 milliszekundumos időközönként volt képes kiadni a rendszer.

Mérő és telemetriai rendszer

A rakéta repülése közben a helyzetén és a sebességén kívül számos más paraméteréről is szükség volt adatokra, ezért erre a célra egy mérőeszközrendszert alakítottak ki a tervezők. A mérőműszer rendszer valamely rendszer komponensek bizonyos eseményeit és/vagy állapotát mérte, majd ezeket az adatokat kellett továbbítani a Földre. A mérések nagy száma és szerteágazó volta miatt ez egy meglehetősen bonyolult mérőeszközparkot kívánt meg, amelyek több helyen helyezkedtek el a rakétán belül. Éppen ezért ezeket a mérőeszközöket csoportosítva, az IU-ban különböző fakkokat alakítottak ki a befutó mérések input oldalán levő fogadóberendezéseknek, összesen 10 ilyen fakkot, amelynek mindegyikében 20 jelfogadó modul volt elhelyezve.

Ehhez a rendszerhez kapcsolódott egy telemetriai rendszer, amely a jelfogadó és elosztó egységből kapta az átsugározandó adatcsomagokat. A megközelítően 350 mérési helyről származó jeleket négy csatornán át sugározták át az irányítás számára.

A sugárzáshoz pedig egy antennarendszert alakítottak ki, amelyeken keresztül folyt az adatok rádióforgalmazása.

Vészhelyzet érzékelő rendszer

A vészhelyzeti érzékelő rendszer feladata volt, hogy a startfolyamat során jelentkező olyan jelenségeket figyelje, amelyek potenciálisan elvezethetnek a rakétaszerelvény hibájához és megsemmisüléséhez, ezzel veszélyeztetve a fedélzeten helyet foglaló emberek biztonságát, életét. A rendszer egy több elemből álló, bonyolult berendezésegyüttes volt. Az érzékelő elemei a rakéta testében szétszórtan helyezkedtek el, az IU-ban csak az érzékelőkből befutó jeleket fogadó és azok alapján intézkedéseket kidolgozó központi egység kapott helyet.

Az EDS (Emergency Detection System) központi egysége a beérkező jelek alapján kétféle intézkedést tudott kiváltani. Amennyiben valamilyen rapid vészhelyzet volt kibontakozóban és a rakéta hibája, törése rövid időn belül látszott bekövetkezni, az EDS egy automatikus megszakítási, leállási folyamatot indított el. Amennyiben azonban a vészhelyzeti folyamat kibontakozása lassú volt és ezáltal a fedélzeten helyet foglaló legénység is képes volt azt felmérni és reagálni rá, akkor a legénység számára csak egy vészjelzést indított el a műszerfalon a rendszer.

Navigációs és kormányrendszer