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サターンVの計器ユニット（IU）は、サターンVロケットの第3段（S-IVB）とサターンIBの第2段（同じくS-IVB）の上部に取り付けられたリング状の構造物です。アポロ月着陸船を収容するSLA （宇宙船/月着陸船アダプタ）パネルのすぐ下に位置していました。計器ユニットには、サターンVロケットの誘導システムが収められています。計器ユニット内には、デジタルコンピュータ、アナログ飛行制御コンピュータ、緊急検出システム、慣性誘導プラットフォーム、制御加速度計、制御レートジャイロなどの電子機器が収められています。サターンVの計器ユニット（IU）は、NASAがマーシャル宇宙飛行センター（MSFC）で設計し、サターンIのIUを基に開発されました。[ 1 ]サターンV計器ユニットの製造を請け負ったのは、インターナショナル・ビジネス・マシーンズ（IBM）でした。[ 2 ]
未使用の計測機器ユニットの1つが、バージニア州シャンティリーのスティーブン・F・ウドバー・ハジー・センターに展示されている。そのユニットの銘板には次の碑文が刻まれている。[ 3 ] [ 4 ]
宇宙飛行士を月へ送り込んだサターンVロケットは、慣性誘導方式を採用しており、これはロケットの軌道を誘導する独立したシステムでした。ロケットブースターには、司令船や月着陸船とは別の誘導システムが搭載されていました。このシステムは、ロケットの第3段と司令船・月着陸船の間に位置する、この図のような計器ユニット（リング状の構造物）に収められていました。このリングには、安定したプラットフォーム、加速度計、デジタルコンピュータ、制御電子機器といった基本的な誘導システム構成要素に加え、レーダー、テレメトリー装置、その他のユニットが搭載されていました。
この計測装置の安定プラットフォームは、第二次世界大戦中のドイツのV-2ロケット用の実験装置をベースに開発された。プラットフォームはベンディックス社が製造し、デジタルコンピュータはIBMが設計・製造した。
サターンIブロックIブースター（SA-1～SA-4）には計器ユニットは搭載されていませんでした。誘導および制御装置はSI第1段の上部にあるキャニスターに搭載され、フォード計器会社が製造し、ジュピターミサイルにも使用されたST-90安定化プラットフォームが含まれていました。[ 5 ]
IUは、サターンIブロックIIの最初の打ち上げであるSA-5でデビューしました。IUの最初のバージョンは直径154インチ（3.9m ） 、高さ58インチ（1.5m ）で、MSFCによって設計および製造されました。誘導、テレメトリ、追跡、および電力コンポーネントは、中央ハブにスポークのように取り付けられた4つの加圧円筒形コンテナに収められています。[ 13 ]
MSFCはSA-8、9、10でIUのバージョン2を飛行させた。バージョン2はバージョン1と同じ直径だったが、高さはわずか34インチ（0.86m ）だった。加圧容器の代わりに、コンポーネントは円筒形の内壁に吊り下げられており、軽量化が実現した。[ 14 ]
最終バージョンである3号機は、直径260インチ（6.6メートル） 、高さ36インチ（0.91メートル）でした。MSFCが設計し、IBMがハンツビルの工場で製造しました。サターンIBとサターンVのすべての打ち上げに使用されました。このバージョンは、ワシントン、ハンツビル、ヒューストン、そしてアポロ/サターンVセンターに展示されています。
サターン・アポロの飛行プロファイルはミッションごとに大きく異なっていた。[ 19 ] [ 20 ] [ 21 ]しかし、すべてのミッションは第1段の動力による離陸から始まった。エンジン点火、推力増加、機体の離陸をよりスムーズに制御するために、拘束アームがS-IC段の基部周辺の4点で支持と保持を行った。最初の6インチの垂直移動中に、段階的な制御された解放が行われた。
発射塔を離れた後、ロケットのデジタルコンピュータ（LVDC）に保存された飛行プログラムが、ロケットのロール操作を指示し、その後のピッチ操作でロケットが目的の方位角に向くように機体を傾けた。ロールとピッチの操作は保存されたプログラムによって制御され、航法計測値の影響は受けなかった。S-ICの燃焼が終了するまで、誘導指令は時間のみに依存していた。
燃料タンクの燃料レベルが所定の値に達したという信号をIUが受信した時点で、第1段の燃料カットオフと段分離が指示された。第2段および第3段の燃焼中の誘導は、最小限の燃料で目標軌道に到達するために、時間と航法計測の両方に基づいて行われた。
国際宇宙ユニット（IU）は、あらかじめ定められた燃料残量で第2段エンジンの停止を指示し、第2段は分離された。この時点で、機体はおおよその軌道高度に達しており、第3段の燃焼は円形の待機軌道に到達するのにちょうど十分な長さであった。
有人アポロ計画では、乗組員がシステムの状態チェックやその他の作業を行う間、また地上局が機体を追跡する間、機体は地球周回軌道を2～4周しました。打ち上げ後1時間半の間、世界中の追跡局は機体の位置と速度の推定値を精緻化し、これらをまとめて状態ベクトルと呼びました。最新の推定値は、統合ユニット（IU）の誘導システムと宇宙船の司令船コンピュータに伝達されました。月、地球、機体が最適な幾何学的配置になったとき、第3段が再点火され、機体は月遷移軌道に入りました。例えば、アポロ15号では、この燃焼は5分55秒続きました。
月遷移軌道投入後、トランスポジション、ドッキング、および抽出と呼ばれる操作が行われた。これは乗員の制御下で行われたが、司令船／機械船（CSM）がまず宇宙船から分離し、180度回転して月着陸船（LM）とドッキングする間、宇宙船はS-IVB/IU機体を安定させた。CSMとLMが「ハードドッキング」（12個のラッチで接続）されると、再配置された宇宙船はS-IVB/IUから分離された。
IUの最後の機能は、S-IVB/IUが宇宙船の進路から外れるように、非常に小さな操縦を指示することでした。ミッションによっては、S-IVB/IUは地球または太陽の高軌道に入りましたが、他のミッションでは月に衝突しました。アポロ11号、12号、14号、15号、16号では地震計が月面に設置され、アポロ13号、14号、15号、16号、17号のS-IVB/IUは月面に衝突するように指示されました。これらの衝突によって発生した衝撃は地震計ネットワークによって記録され、月の地質構造に関する情報が得られました。
IUは、構造、誘導・制御、環境制御、緊急事態検知、無線通信（テレメトリ、追跡、コマンド用）、および電力の6つのサブシステムで構成されています。
IUの基本構造は、高さ36インチ、直径260インチ（6,600 mm）の短い円筒で、厚さ0.95インチ（24 mm）のアルミニウム合金ハニカムサンドイッチ材で作られています。円筒は120度の3つのセグメントで構成され、スプライスプレートで接合されて一体構造になっています。上端と下端は、ハニカムサンドイッチに接着された押し出しアルミニウムチャンネルでできています。この構造は、強度対重量比が高く、遮音性、熱伝導性に優れていることから選ばれました。IUは、内壁に取り付けられたコンポーネントと、その上にあるアポロ宇宙船（月着陸船、司令船、機械船、発射脱出塔）の重量を支えていました。IUをサターンロケットに組み立てる前に取り扱いやすくするために、高さ6インチで青色に塗装された前後の保護リングが、上下のチャンネルにボルトで固定されていました。これらは、IUをサターンロケットに積み重ねる際に取り外されました。この構造物は、オクラホマ州タルサにあるノースアメリカン・ロックウェル社によって製造された。エドワード・A・ビーズリーはインディアナ大学のプログラムマネージャーだった。
IUは24箇所に分割されており、それぞれの箇所は、青いフランジのすぐ上のアルミニウム表面に1～24の番号で内部にマークされている。
サターンVロケットのGN&Cアーキテクチャは、IUに配置された誘導、航法、制御装置を特徴としていた。 [ 22 ] 宇宙空間で安定化されたプラットフォーム（位置21のST-124-M3慣性プラットフォーム）が加速度と姿勢を測定した。ロケットのデジタルコンピュータ（位置19のLVDC）が誘導方程式を解き、アナログ飛行制御コンピュータ（位置16）が機体を操縦するためのコマンドを発行した。
車両の姿勢は、3つの軸で定義される。
ST -124-M3慣性プラットフォームは、 3つのジンバルを備えています。外側ジンバル（車両のロール軸またはX軸を中心に360°回転可能）、中間ジンバル（車両のヨー軸またはZ軸を中心に±45°回転可能）、内側ジンバル（慣性ジンバル、車両のピッチ軸またはY軸を中心に360°回転可能）です。内側ジンバルは、いくつかのコンポーネントが固定されるプラットフォームです。
ジンバルの各軸上の角度位置はレゾルバによって測定され、その信号は打ち上げロケットデータアダプタ（LVDA）に送信された。LVDAはLVDCの入出力装置であり、LVDCが受け入れ可能な信号にするために必要な信号処理を行った。
LVDCでは、機体の瞬間的な姿勢が目標機体姿勢と比較された。LVDCからの姿勢補正信号は、飛行制御コンピュータによって制御コマンドに変換された。推進段のエンジンをジンバルさせて機体の推力方向を変えることで、必要な推力方向が得られた。これらのエンジンのジンバルは油圧アクチュエータによって行われた。第1段と第2段（S-ICとS-II）では、4基の外側エンジンがジンバルされてロール、ピッチ、ヨーが制御された。第3段（S-IVB）にはエンジンが1基しかないため、動力飛行中のロール制御には補助推進システムが使用された。補助推進システムは、S-IVB/IU段のコースト飛行中に完全な姿勢制御を提供する。
位置15に取り付けられた9つの（三重冗長構成の）「レートジャイロスコープ」は、角速度（ピッチ、ロール、ヨー）を測定するために使用され、「リアルタイム」の姿勢安定化と緊急検知システム（EDS）に用いられた。
角速度信号は制御信号プロセッサ (CSP) に送られ、信号投票が行われた後、アナログ飛行制御コンピュータ (FCC) に連続的に入力されました (つまり、高周波でリアルタイムに)。これはデジタルコンピュータでは処理しきれないタスクでした。FCC の減衰計算は、飛行中の機体の角運動を安定させるために必要でした。[ 24 ]エンジンアクチュエータへの最終コマンドは、複数のアナログ入力の複雑なフィルタリングされた合計でした。FCC のアナログコンポーネントは、機体の安定性に必要な速度で、複雑な重み付け、積分、フィルタリングを瞬時に連続的に実行しました。これは、1960 年代のデジタルコンピュータ (LVDC など) では対応できませんでした。したがって、デジタルコンピュータは戦略的な操舵を提供し、アナログ FCC は戦術的な高速安定性制御を提供しました。
エンジン停止センサーと構造健全性監視用ケーブルはロケットの各段に分散配置されていたが、これらの入力に基づいて最終的な意思決定を行うロジックは、IU内のEDSコンポーネントに搭載されていた。このコンポーネントには、自動中止システムの中核を成す専用のソリッドステートロジック回路が内蔵されていた。これは、あらかじめ設定された中止ルール（例えば、「2基以上のエンジン故障」や「ピッチ、ロール、ヨーの機体速度の過剰」など）に基づいて作動した。
緊急検知システム（EDS）は、飛行の加速段階において、機体故障につながる可能性のある機体内部の状態変化を初期段階で検知した。EDSは、これらの緊急事態に対し、2つの方法のいずれかで対応した。機体の分解が差し迫っている場合は、自動中止シーケンスが開始された。しかし、緊急事態の進行が緩慢である場合、あるいは乗務員が状況を評価し対応できるような性質のものである場合、乗務員には視覚的な表示のみが行われた。中止シーケンスは、自動または手動で開始されると、取り消し不可能となり、完了まで実行された。
EDSは機体全体に分散配置されており、IU内にもいくつかのコンポーネントが含まれています。IU内の位置15には9個のEDSレートジャイロが設置されていました。3つのジャイロがそれぞれ3軸（ピッチ、ロール、ヨー）を監視し、3重冗長性を提供していました。制御信号プロセッサ（位置15）は、9個のEDSレートジャイロに電力を供給し、入力を受け取りました。これらの入力は処理され、EDSディストリビュータ（位置14）と飛行制御コンピュータ（位置16）に送信されました。EDSディストリビュータは、緊急事態が発生した場合に宇宙船のディスプレイパネルに緊急信号を供給するためのジャンクションボックスおよびスイッチングデバイスとして機能しました。また、自動アボートシーケンス用のリレーおよびダイオードロジックも含まれていました。電子タイマー（位置17）は打ち上げ時に作動し、30秒後にEDSディストリビュータ内のリレーを励磁して、複数のエンジンの停止を可能にしました。この機能は、機体が打ち上げエリアに落下するのを防ぐため、打ち上げ後最初の30秒間は無効になっていました。自動中止は抑制されていたものの、角速度の過大または両エンジン停止状態が発生した場合は、乗務員が手動で中止を開始することができた。
環境制御システム（ECS）は、飛行前および飛行中の運用において、IU機器にとって許容可能な動作環境を維持します。ECSは以下の要素で構成されています。
熱調整パネル（コールドプレートとも呼ばれる）は、IUステージとS-IVBステージの両方に設置されている（各ステージに最大16個）。各コールドプレートには、部品の取り付けを柔軟に行えるよう、グリッド状にねじ穴が設けられている。
TCS内を循環する冷却液は、重量比でメタノール60％と脱塩水40％の混合物であった。各冷却プレートは、少なくとも420ワットの放熱能力を有していた。
飛行中、冷却板に取り付けられた機器から発生した熱は、昇華熱交換器によって宇宙空間に放散された。貯水槽（蓄水器）の水は、宇宙の低温・低圧環境にさらされ、そこでまず凍結し、次に昇華する。この際、熱交換器から熱を奪い、気体となって宇宙空間に放出される水分子に熱を伝達する。水／メタノール混合物は、熱交換器を循環することで冷却された。
飛行前には、地上支援機器（GSE）が冷却・ろ過された換気空気をIUに供給します。この空気は、アンビリカルパネル中央の大きなダクト（位置7）から入り、上部で2本のダクトに分岐し、ケーブルラックでIUの周囲を巡回します。これらのダクトから下向きに伸びる通気口から、換気空気がIU内部に放出されます。燃料補給中は、IU内に蓄積する可能性のある推進ガスを除去するため、空気の代わりに窒素ガスが供給されました。
姿勢と速度のセンシングにおける誤差を低減するため、設計者は、ベアリングを乾燥窒素の薄膜上に浮かせることで、プラットフォームのジャイロと加速度計の摩擦を最小限に抑えた。窒素は、3,000 psig (ポンド/平方インチゲージ、つまり1気圧を超えるpsi) (20.7 MPa ) のガスを2立方フィート (56.6 L) 保持する球体から供給された。この球体は 直径21インチ (0.53 m) で、ST-124-M3の左側の位置22に取り付けられている。供給球体からのガスは、安定プラットフォームのベアリングを通過する前に、フィルター、圧力調整器、および熱交換器を通過する。
危険ガス検知システムは、ロケットの燃料補給中に、IUおよびS-IVBステージ前方区画内の危険ガスの存在を監視します。ガスは、パネル1と2の間、7と8の間、13と14の間、および19と20の間の4箇所でサンプリングされました。これらの場所からチューブが7番地点まで伸びており、そこで危険ガスを検知できる地上支援機器（IU外部）に接続されています。
IUは、様々な目的で地上局と無線で継続的に通信を行った。計測・テレメトリシステムは、サターンVロケットの内部プロセスや状態に関するデータを送信した。追跡システムは、ミッション地上局（MGS）が機体の位置を特定するために使用するデータを送信した。無線コマンドシステムにより、MGSはIUにコマンドを送信することができた。
IU上で約200のパラメータが測定され、地上に送信された。
測定されたパラメータには、加速度、角速度、流量、位置、圧力、温度、電圧、電流、周波数などが含まれます。センサー信号は、測定ラックに配置されたアンプまたはコンバータによって調整されました。IU には、位置 1、9、および 15 に 4 つの測定ラックがあり、それぞれに 20 個の信号調整モジュールがあります。調整された信号は、位置 10 の測定ディストリビュータによって割り当てられたテレメトリチャネルにルーティングされました。テレメトリリンクは 2 つありました。2 つの IU テレメトリリンクが約 200 個の個別の測定を処理するには、これらのリンクを共有する必要があります。これを実現するために、周波数共有と時間共有の両方の多重化技術が使用されました。使用された 2 つの変調技術は、パルス符号変調/ 周波数変調 (PCM/FM) と周波数変調 / 周波数変調 (FM/FM) です。
IUテレメトリシステムでは、 2台のモデル270タイムシェアリングマルチプレクサ（MUX-270）が使用され、それぞれ位置9と10に設置されています。各マルチプレクサは30×120マルチプレクサ（30のプライマリチャネル、各チャネルは毎秒120回サンプリング）として動作し、個々のプライマリチャネルをサブマルチプレクサ化して、毎秒12回サンプリングされる10のサブチャネルを形成する機能を備えています。MUX-270からの出力は、位置12にあるPCM/DDASアセンブリモデル301に送られ、そこから245.3MHz PCM VHF送信機が駆動されます。
FM/FM信号は28のサブキャリアチャネルで伝送され、250.7MHz のFM送信機によって送信された。
FM/FMチャンネルとPCM/FMチャンネルの両方は、IUの外側位置10と22の反対側にある2つのテレメトリアンテナに結合されていた。
IUに搭載されたCバンドレーダートランスポンダは、地上局に追跡データを提供し、このデータは車両の軌道を決定するために使用された。トランスポンダは地上局から符号化された、または単一パルスの質問信号を受信し、同じ周波数帯（5.4～ 5.9GHz ）で単一パルスの応答を送信した。送受信には共通のアンテナが使用された。Cバンドトランスポンダのアンテナは、CCS PCM全方向受信アンテナのすぐ下、位置11および23の外側に設置されている。
コマンド通信システム（CCS）は、地上局からLVDCへのデジタルデータ伝送を提供しました。この通信リンクは、誘導情報の更新やLVDCを介したその他の特定の機能のコマンドに使用されました。コマンドデータはヒューストンのミッションコントロールセンターで生成され、遠隔局に送信されてロケットに送られました。コマンドメッセージは地上から2101.8MHzで送信されました。受信したメッセージはコマンドデコーダ（位置18）に渡され、LVDCに渡される前に真正性がチェックされました。メッセージ受信の検証は、IU PCMテレメトリシステムを介して行われました。CCSシステムは5つのアンテナを使用しました。
飛行中の電力は、公称電圧28±2VDCの銀亜鉛電池4個から供給された。電池D10は位置5の棚に、電池D30とD40は位置4の棚に、電池D20は位置24にそれぞれ設置された。2つの電源装置が、非安定化の電池電力を安定化された56VDCと5VDCに変換した。56VDC電源装置は位置1に設置され、ST-124-M3プラットフォーム電子アセンブリと加速度計信号コンディショナーに電力を供給した。位置12の5VDC電源装置は、IU測定システムに5±0.005VDCを供給した。
これらの画像は、IU（統合ユニット）の開発過程を示しています。最初の4回のサターンロケットの打ち上げではIUは搭載されておらず、第1段の上部に搭載された誘導装置、テレメトリー装置、その他の機器が使用されていました。
最初のIUは、5回目のサターンロケット打ち上げSA-5で飛行し、直径12フィート10インチ（3.91m ） 、高さ4フィート10インチ（1.47m ）でした。搭載されたコンポーネントは加圧コンテナに収められていました。このバージョンはSA-5、SA-6、SA-7で飛行しました。SA-8、-9、-10ミッションで搭載されたIUは高さわずか2フィート10インチ（0.86m ）で、加圧されていませんでした。[ 25 ]
サターンIBとサターンVの打ち上げでは、直径21.6フィート（6.6メートル） 、高さ3フィート（0.91メートル）の第3バージョンが使用されました。計器ユニットのこれらの写真を比較すると、このバージョンに搭載されたコンポーネントの構成は、ミッションに応じて変化していたことがわかります。一部の機器は削除され（例えば、アズサ追跡システムは後の計器ユニットから削除されました）、一部の機器は追加され（例えば、より長いミッションのために4つ目のバッテリーが追加されました）、その他のコンポーネントは移動されました。
これらの画像からは、IUがVAB内でS-IVB第3段の上に積み重ねられた後に、一部のコンポーネント（例えば、バッテリー、ST-124慣性プラットフォーム）がIU内に設置されたこともわかる。
[図5]制御システムのブロック図に示されているアナログ飛行制御コンピュータへの入力。
Saturn I で使用された
アナログ
飛行制御コンピュータに関する [図 10] の引用元。
[図25] サターンI飛行制御コンピュータ。
{{cite web}}: CS1メンテナンス: アーカイブサービスは非推奨になりました (リンク){{cite web}}: CS1メンテナンス: アーカイブサービスは非推奨になりました (リンク){{cite web}}: CS1メンテナンス: アーカイブサービスは非推奨になりました (リンク)サターンVのGN&Cアーキテクチャは、主にST-124M-3慣性計測ユニット、独立した飛行制御レートジャイロアセンブリ (RGA)、ロケットデータアダプタ (LVDA)、ロケットデジタルコンピュータ (LVDC)、および飛行制御コンピュータ (FCC) で構成されていた…