Saturn V Instrument Unit

Piirros Saturn V Instrument Unitista.

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.»

Instrumenttiyksikön tekniset ominaisuudet

• Halkaisija: 6 600 millimetriä
• Korkeus: 914 millimetriä
• Laukaisumassa: 1 996 kilogrammaa

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.

Lennot

Saturn-laukaisuhistoria

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 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 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 180 astetta 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

Saturn V:n IU

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.

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).

Piirros ST-124-M3 inertial platformista.

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 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 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 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.

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 2 101,8 megahertsin 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 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.

• 
  Saturn I -raketit.
• 
  Saturn I:n tekniset tiedot.
• 
  Saturn IB:n tekniset tiedot.
• 
  Ennen IU:n käyttöönottoa ohjauslaitteet olivat kanistereissa.
• 
  Ohjauslaitteiden kanistereita asennetaan S-1 -vaiheeseen.
• 
  S-1 -vaihe ja kanisterit.
• 
  IU: ensimmäisen version mitat.
• 
  IU:n ensimmäisen version malli.
• 
  IU:n ensimmäisen version räjäytyskuva.
• 
  IU-versito 1 ja 2.
• 
  IU:ita kasaataan Marshall Space Flight Centerissä.
• 
  IU:tä kasataan IBM:n tehtaassa Huntsvillessä.
• 
  Neljä IU:a IBM:n tehtaassa Huntsvillessä.
• 
  Apollo 4 -lennon IU-501.
• 
  IU-501 altapäin VAB:issä.
• 
  IU-501 Apollo 4:n S-IVB-vaiheen päällä.
• 
  IU-502 S-IVB-vaiheen päällä VAB:ssä.