Unidad de instrumentos Saturno V

La unidad de instrumentos Saturn V es una estructura en forma de anillo instalada en la parte superior de la tercera etapa del cohete Saturn V (S-IVB) y la segunda del Saturn IB. etapa (también un S-IVB). Estaba inmediatamente debajo de los paneles SLA (Adaptador de módulo lunar/nave espacial) que contenían el módulo lunar Apolo. La unidad de instrumentos contiene el sistema de guía del cohete Saturn V. Algunos de los componentes electrónicos contenidos dentro de la unidad de instrumentos son una computadora digital, una computadora de control de vuelo analógica, un sistema de detección de emergencia, una plataforma de guía inercial, acelerómetros de control y giroscopios de velocidad de control. La unidad de instrumentos (IU) del Saturn V fue diseñada por la NASA en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales (MSFC) y se desarrolló a partir de la UI del Saturn I. El contratista de la NASA para fabricar la unidad de instrumentos Saturn V fue International Business Machines (IBM).

Una de las unidades de instrumentos no utilizadas se exhibe en el Centro Steven F. Udvar-Hazy en Chantilly, Virginia. La placa de la unidad tiene la siguiente inscripción:

El cohete Saturno V, que envió astronautas a la Luna, utilizó guía inercial, un sistema autocontenido que guió la trayectoria del cohete. El impulsor de cohetes tenía un sistema de orientación separado de los módulos de mando y lunar. Fue contenida en una unidad de instrumentos como esta, un anillo situado entre la tercera etapa del cohete y los módulos de mando y lunar. El anillo contenía los componentes básicos del sistema de guía, una plataforma estable, acelerómetros, una computadora digital y electrónica de control, así como radar, telemetría y otras unidades.

La plataforma estable de la unidad de instrumentos se basó en una unidad experimental para el cohete V-2 alemán de la Segunda Guerra Mundial. La Corporación Bendix produjo la plataforma, mientras que IBM diseñó y construyó la computadora digital de la unidad.

Especificaciones

• Diámetro: 260 pulgadas (6.6 m)
• Altura: 36 pulgadas (914 mm)
• Peso en lanzamiento: ~4,400 lb (1996 kg)

Historia de la misión

No había ninguna unidad de instrumentos para los propulsores Saturn I Block I (SA-1 a SA-4). El equipo de guía y control se transportaba en botes encima de la primera etapa S-I, e incluía la plataforma estabilizada ST-90, fabricada por Ford Instrument Company y utilizada en el misil Júpiter.

La IU hizo su debut con SA-5, el primer lanzamiento de Saturn I Block II. La primera versión de la IU tenía 154 pulgadas (3900 mm) de diámetro y 58 pulgadas (1500 mm) de alto, y fue diseñada y construida por MSFC. Los componentes de guía, telemetría, seguimiento y potencia estaban contenidos en cuatro contenedores cilíndricos presurizados unidos como radios a un eje central.

MSFC voló la versión 2 del IU en SA-8, 9 y 10. La versión 2 tenía el mismo diámetro que la versión 1, pero solo 34 pulgadas (860 mm) de alto. En lugar de contenedores presurizados, los componentes se colgaron del interior de la pared cilíndrica, consiguiendo una reducción de peso.

La última versión, la número 3, tenía 260 pulgadas (6600 mm) de diámetro y 36 pulgadas (910 mm) de alto. Fue diseñado por MSFC pero fabricado por IBM en su fábrica de Huntsville y voló en todos los lanzamientos de Saturn IB y Saturn V. Esta es la versión que se exhibe en Washington, Huntsville, Houston y el Centro Apollo/Saturn V.

Perfil de la misión

Los perfiles de vuelo del Saturn Apollo variaron considerablemente según la misión. Sin embargo, todas las misiones comenzaron con el despegue impulsado por la primera etapa. Para controlar más suavemente el encendido del motor, la acumulación de empuje y el despegue del vehículo, los brazos de sujeción proporcionaron soporte y sujeción en cuatro puntos alrededor de la base de la etapa S-IC. Se logró una liberación gradual y controlada durante las primeras seis pulgadas de movimiento vertical.

Después de despejar la torre de lanzamiento, un programa de vuelo almacenado en la computadora digital del vehículo de lanzamiento (LVDC) ordenó un giro del vehículo para orientarlo de modo que la maniobra de cabeceo posterior apuntara el vehículo en el azimut deseado. Los comandos de balanceo y cabeceo estaban controlados por el programa almacenado y no se veían afectados por las mediciones de navegación. Hasta el final de la combustión del S-IC, los comandos de guía eran funciones únicamente del tiempo.

El corte de la primera etapa y la separación de etapas se ordenaron cuando la UI recibió una señal de que el nivel de combustible del tanque había alcanzado un punto predeterminado. La orientación durante la segunda y tercera etapa dependía tanto del tiempo como de las mediciones de navegación, para alcanzar la órbita objetivo utilizando el mínimo de combustible.

El IU ordenó el corte del motor de la segunda etapa a un nivel de combustible predeterminado, y la etapa se separó. En ese momento, el vehículo había alcanzado su altitud orbital aproximada y la combustión de la tercera etapa fue lo suficientemente larga como para alcanzar una órbita de estacionamiento circular.

Durante las misiones Apolo tripuladas, el vehículo se deslizó en la órbita terrestre durante 2 a 4 pasadas mientras la tripulación realizaba comprobaciones del estado de los sistemas y otras tareas, y mientras las estaciones terrestres rastreaban el vehículo. Durante la hora y media posterior al lanzamiento, las estaciones de seguimiento de todo el mundo habían refinado estimaciones de la posición y velocidad del vehículo, conocidas colectivamente como su vector de estado. Las últimas estimaciones se transmitieron a los sistemas de guía de la UI y al ordenador del módulo de mando de la nave espacial. Cuando la Luna, la Tierra y el vehículo estaban en la configuración geométrica óptima, se volvió a encender la tercera etapa para poner el vehículo en una órbita translunar. Para el Apolo 15, por ejemplo, este encendido duró 5 minutos y 55 segundos.

Después de la inyección translunar vino la maniobra llamada transposición, atraque y extracción. Esto estaba bajo el control de la tripulación, pero la IU mantuvo estable el vehículo S-IVB/IU mientras el Módulo de Comando/Servicio (CSM) primero se separaba del vehículo, giraba 180 grados y volvía a acoplarse con el Módulo Lunar (LM). Cuando el CSM y el LM se habían "acoplados" (conectados por una docena de pestillos), la nave espacial reorganizada se separó del S-IVB/IU.

La última función de la IU era comandar la muy pequeña maniobra necesaria para mantener el S-IVB/IU fuera del camino de la nave espacial. En algunas misiones, el S-IVB/IU entró en una órbita terrestre alta o solar, mientras que en otras se estrelló contra la Luna; Se dejaron sismómetros en la Luna durante los Apolo 11, 12, 14, 15 y 16, y los S-IVB/IU de los Apolo 13, 14, 15, 16 y 17 fueron ordenados para estrellarse. Estos impactos proporcionaron impulsos que fueron registrados por la red de sismómetros para arrojar información sobre la estructura geológica de la Luna.

Subsistemas

La IU consta de seis subsistemas: estructura, guía y control, control ambiental, detección de emergencias, comunicaciones por radio (para telemetría, seguimiento y comando) y energía.

Estructura

La estructura básica de IU es un cilindro corto, de 36 pulgadas de alto y 260 pulgadas (6600 mm) de diámetro, fabricado con un material tipo sándwich de aleación de aluminio en forma de panal de 0,95 pulgadas (24 mm) de espesor. El cilindro se fabrica en tres segmentos de 120 grados, que están unidos mediante placas de empalme en una estructura integral. Los bordes superior e inferior están hechos de canales de aluminio extruido unidos al sándwich alveolar. Este tipo de construcción fue seleccionado por su alta relación resistencia-peso, aislamiento acústico y propiedades de conductividad térmica. La UI sostenía los componentes montados en su pared interior y el peso de la nave espacial Apolo encima (el módulo lunar, el módulo de comando, el módulo de servicio y la torre de escape de lanzamiento). Para facilitar el manejo de la IU antes de ensamblarla en el Saturn, los anillos protectores de proa y popa, de 6 pulgadas de alto y pintados de azul, se atornillaron a los canales superior e inferior. Estos fueron retirados durante el apilamiento de la IU en el vehículo Saturn. La estructura fue fabricada por North American Rockwell en Tulsa, Oklahoma. Edward A. Beasley fue el I.U. Director del programa.

La UI está dividida en 24 ubicaciones, que están marcadas en el interior con los números del 1 al 24 en la superficie de aluminio justo encima de la brida azul.

Orientación y control

El vehículo de lanzamiento Saturn V fue guiado por equipos de navegación, guía y control ubicados en la IU. Una plataforma espacial estabilizada (la plataforma inercial ST-124-M3 en la ubicación 21) midió la aceleración y la actitud. Una computadora digital del vehículo de lanzamiento (LVDC en la ubicación 19) resolvió las ecuaciones de guía y una computadora de control de vuelo analógica (ubicación 16) emitió comandos para dirigir el vehículo.

La actitud del vehículo se definió en términos de tres ejes:

• El eje del rodillo (X) funciona de la cola a la nariz y fue vertical en el momento del lanzamiento.
• El eje de lanzamiento (Y) está en ángulos rectos al eje del rodillo, y está marcado en el exterior de la UI por +Y por encima del mirador, ubicación exterior 21.
• El eje de yaw (Z) está en ángulos rectos tanto para el eje de lanzamiento como para el rodillo, y está marcado por +Z ubicación exterior 3.

La plataforma inercial ST-124-M3 contiene tres cardanes: el cardán exterior (que puede girar 360° sobre el eje de giro o X del vehículo), el cardán central (que puede girar ±45° sobre el eje de guiñada o Z eje del vehículo) y el cardán interior o inercial (que puede girar 360° sobre el eje de inclinación o Y del vehículo). El cardán interior es una plataforma a la que se fijan varios componentes:

• Dos péndulos de alineación vertical enviaron señales antes del lanzamiento al equipo de soporte terrestre, que generó señales a los generadores de par de giro de plataforma para nivelar el gimbal interior. El sistema de alineación vertical niveló la plataforma a una precisión de ±2,5 segundos arco.
• Dos prismas, uno fijo y un servo-driven, se utilizaron con un teodolito externo que miraba por el mirador exterior 21 para establecer el azimut del gimbal interior antes del lanzamiento. El azimut podría establecerse en una precisión de ± 5 segundos de arco.
• Tres giroscopios de un solo grado de libertad tienen sus ejes de entrada alineados a lo largo de un sistema de coordenadas inercial ortogonal. Tres generadores de señal, fijados al eje de salida de cada giro, generaron señales eléctricas proporcionales a las perturbaciones del par. Las señales fueron transmitidas a través de la electrónica servo que terminó en los motores de servotorque pivote gimbal. Los servoloops mantuvieron la rotación interior gimbal fijada en espacio inercial. Es decir, mientras el vehículo rodaba, lanzaba y botaba, el gimbal interior permanecía en la misma actitud a la que se puso justo antes del lanzamiento. Aunque se estaba traduciendo durante el proceso de lanzamiento y órbita, se fijó rotativamente.
• Tres acelerómetros integrados midieron los tres componentes de velocidad resultantes de la propulsión del vehículo. Las mediciones de acelerómetro se enviaron a través del adaptador de datos del vehículo de lanzamiento (LDVA en la ubicación 19) a la LVDC. En la LVDC las mediciones de acelerómetro se combinaron con la aceleración gravitacional computada para obtener velocidad y posición del vehículo.

Las posiciones angulares de los cardanes en sus ejes fueron medidas por resolutores, que enviaron sus señales al Adaptador de datos del vehículo de lanzamiento (LVDA). El LVDA era el dispositivo de entrada/salida del LVDC. Realizó el procesamiento necesario de señales para hacerlas aceptables para el LVDC.

La actitud instantánea del vehículo se comparó con la actitud deseada del vehículo en el LVDC. Las señales de corrección de actitud del LVDC fueron convertidas en comandos de control mediante la computadora de control de vuelo. La dirección de empuje requerida se obtuvo girando los motores en la etapa de propulsión para cambiar la dirección de empuje del vehículo. El cardan de estos motores se logró mediante actuadores hidráulicos. En la primera y segunda etapa (S-IC y S-II), los cuatro motores fuera de borda tenían estabilizadores para controlar el balanceo, el cabeceo y la guiñada. Dado que la tercera etapa (S-IVB) tiene un solo motor, se utilizó un sistema de propulsión auxiliar para controlar el balanceo durante el vuelo motorizado. El sistema de propulsión auxiliar proporciona un control de actitud completo durante el vuelo costero de la etapa S-IVB/IU.

Control ambiental

El sistema de control ambiental (ECS) mantiene un entorno operativo aceptable para el equipo IU durante las operaciones previas al vuelo y de vuelo. El ECS está compuesto por lo siguiente:

• El sistema de climatización térmica (TCS), que mantiene una temperatura refrigerante circulante al equipo electrónico de 59° ± 1 °F (15 ± 5/9 °C).
• Sistema de purga de preluz, que mantiene un suministro de la mezcla de nitrógeno a temperatura y presión regulada (aire/GN2) en el área de equipos IU/S-IVB.
• Sistema de suministro de gas, que proporciona GN2 a los rodamientos de plataformas inerciales ST-124-M3.
• Equipo de muestreo de detección de gases peligrosos que monitorea el área de intersección de IU/S-IVB para la presencia de vapores peligrosos

Acondicionamiento térmico

Los paneles de acondicionamiento térmico, también llamados placas frías, se ubicaron tanto en la etapa IU como en la S-IVB (hasta dieciséis en cada etapa). Cada placa fría contiene orificios para pernos roscados en un patrón de rejilla que proporciona flexibilidad en el montaje de componentes.

El fluido refrigerante que circulaba a través del TCS era una mezcla de 60 por ciento de metanol y 40 por ciento de agua desmineralizada en peso. Cada placa fría era capaz de disipar al menos 420 vatios.

Durante el vuelo, el calor generado por el equipo montado en las placas frías se disipó al espacio mediante un intercambiador de calor por sublimación. El agua de un depósito (acumulador de agua) fue expuesta al ambiente de baja temperatura y presión del espacio, donde primero se congela y luego se sublima, tomando calor del intercambiador de calor y transfiriéndolo a las moléculas de agua que escapan al espacio en estado gaseoso. Se enfrió agua/metanol mediante circulación a través del intercambiador de calor.

Sistema de purga de aire/GN2 previo al vuelo

Antes del vuelo, el equipo de apoyo en tierra (GSE) suministra aire de ventilación filtrado y enfriado a la IU, ingresando a través del conducto grande en el medio del panel umbilical (ubicación 7) y ramificándose en dos conductos en la parte superior que transportan alrededor de la UI en el soporte para cables. Los respiraderos que apuntan hacia abajo de estos conductos liberan aire de ventilación al interior de la UI. Durante el abastecimiento de combustible, se suministró nitrógeno gaseoso en lugar de aire, para purgar los gases propulsores que de otro modo podrían acumularse en la UI.

Suministro de cojinetes de gas

Para reducir los errores en la detección de la actitud y la velocidad, los diseñadores redujeron la fricción al mínimo en los giroscopios y acelerómetros de la plataforma haciendo flotar los cojinetes sobre una fina película de nitrógeno seco. El nitrógeno se suministró desde una esfera que contenía 2 pies cúbicos (56,6 L) de gas a 3000 psig (libras por pulgada cuadrada, es decir, psi por encima de una atmósfera) (20,7 MPa). Esta esfera tiene 21 pulgadas (0,53 m) de diámetro y está montada en la ubicación 22, a la izquierda del ST-124-M3. El gas de la esfera de suministro pasa a través de un filtro, un regulador de presión y un intercambiador de calor antes de fluir a través de los cojinetes de la plataforma estable.

Detección de gases peligrosos

El sistema de detección de gases peligrosos monitorea la presencia de gases peligrosos en los compartimentos delanteros de las etapas IU y S-IVB durante el abastecimiento de combustible del vehículo. Se tomaron muestras de gas en cuatro ubicaciones: entre los paneles 1 y 2, 7 y 8, 13 y 14, y 19 y 20. Los tubos conducían desde estas ubicaciones hasta la ubicación 7, donde se conectaban al equipo de apoyo en tierra (externo a la UI) que Puede detectar gases peligrosos.

Detección de emergencia

El sistema de detección de emergencia (EDS) detectó el desarrollo inicial de condiciones en el vehículo de vuelo durante las fases de impulso del vuelo que podrían causar fallas en el vehículo. La EDS reaccionó a estas situaciones de emergencia de dos maneras. Si la avería del vehículo fuera inminente, se iniciaría una secuencia de aborto automático. Sin embargo, si la condición de emergencia se desarrollaba con suficiente lentitud o era de tal naturaleza que la tripulación de vuelo podía evaluarla y tomar medidas, sólo se proporcionaban indicaciones visuales a la tripulación de vuelo. Una vez que se iniciaba una secuencia de cancelación, ya sea automática o manualmente, era irrevocable y se ejecutaba hasta su finalización.

El EDS se distribuyó por todo el vehículo e incluye algunos componentes en la UI. Había nueve giroscopios de velocidad EDS instalados en la ubicación 15 de la UI. Tres giroscopios monitoreaban cada uno de los tres ejes (cabeceo, balanceo y guiñada), proporcionando triple redundancia. El procesador de señales de control (ubicación 15) proporcionó energía y recibió entradas de los nueve giroscopios de velocidad EDS. Estas entradas fueron procesadas y enviadas al distribuidor EDS (ubicación 14) y a la computadora de control de vuelo (ubicación 16). El distribuidor EDS sirvió como caja de conexiones y dispositivo de conmutación para proporcionar señales de emergencia a los paneles de visualización de la nave espacial si existieran condiciones de emergencia. También contenía lógica de relé y diodo para la secuencia de aborto automático. Un temporizador electrónico (ubicación 17) se activó en el despegue y 30 segundos después activó los relés en el distribuidor EDS, lo que permitió el apagado múltiple del motor. Esta función quedó inhibida durante los primeros 30 segundos del lanzamiento, para evitar que el vehículo volviera a caer en la zona de lanzamiento. Mientras el aborto automático estaba inhibido, la tripulación de vuelo podía iniciar un aborto manual si surgía una condición de sobrevelocidad angular o de dos motores apagados.

Comunicaciones por radio

La IU se comunicaba continuamente por radio con tierra para varios propósitos. El sistema de medición y telemetría comunicó datos sobre procesos y condiciones internos del Saturn V. El sistema de seguimiento comunicó datos utilizados por la Mission Ground Station (MGS) para determinar la ubicación del vehículo. El sistema de comando por radio permitió al MGS enviar comandos hasta la UI.

Medición y telemetría

Se midieron aproximadamente 200 parámetros en la UI y se transmitieron al suelo para

• Ayuda en el checkout del vehículo de lanzamiento antes del lanzamiento,
• Determinar la condición del vehículo y verificar las órdenes recibidas durante el vuelo, y
• Facilitar el análisis posterior a la misión.

Los parámetros medidos incluyen aceleración, velocidad angular, caudal, posición, presión, temperatura, voltaje, corriente, frecuencia y otros. Las señales de los sensores fueron condicionadas por amplificadores o convertidores ubicados en bastidores de medición. Hay cuatro bastidores de medición en la UI en las ubicaciones 1, 9 y 15 y veinte módulos de acondicionamiento de señales en cada uno. El distribuidor de medición en la ubicación 10 enrutaba las señales condicionadas a su canal de telemetría asignado. Había dos enlaces de telemetría. Para que los dos enlaces de telemetría IU manejen aproximadamente 200 mediciones separadas, estos enlaces deben compartirse. Para lograr esto se utilizaron técnicas de multiplexación de tiempo compartido y de frecuencia compartida. Las dos técnicas de modulación utilizadas fueron modulación de código de pulso/modulación de frecuencia (PCM/FM) y modulación de frecuencia/modulación de frecuencia (FM/FM).

Se utilizaron dos multiplexores de tiempo compartido Modelo 270 (MUX-270) en el sistema de telemetría IU, montados en las ubicaciones 9 y 10. Cada uno funciona como un multiplexor de 30×120 (30 canales primarios, cada uno muestreado 120 veces por segundo) con disposiciones para submultiplexar canales primarios individuales para formar 10 subcanales, cada uno muestreado a 12 veces por segundo. Las salidas del MUX-270 van al conjunto PCM/DDAS modelo 301 en la ubicación 12, que a su vez impulsa el transmisor PCM VHF de 245,3 MHz.

Las señales de FM/FM se transmitieron en 28 canales subportadoras y se transmitieron mediante un transmisor de FM de 250,7 MHz.

Tanto los canales FM/FM como PCM/FM estaban acoplados a las dos antenas de telemetría en lados opuestos de la IU fuera de las ubicaciones 10 y 22.

Seguimiento

Los transpondedores de radar de banda C transportados por la IU proporcionaron datos de seguimiento al suelo que se utilizaron para determinar la trayectoria del vehículo. El transpondedor recibió una interrogación codificada o de pulso único desde estaciones terrestres y transmitió una respuesta de pulso único en la misma banda de frecuencia (5,4 a 5,9 GHz). Se utilizó una antena común para recibir y transmitir. Las antenas del transpondedor de banda C están fuera de las ubicaciones 11 y 23, inmediatamente debajo de las antenas de recepción omnidireccional CCS PCM.

Comando por radio

El sistema de comunicaciones de comando (CCS) proporcionó la transmisión de datos digitales desde las estaciones terrestres al LVDC. Este enlace de comunicaciones se utilizó para actualizar información de orientación o controlar otras funciones a través del LVDC. Los datos de comando se originaron en el Centro de Control de Misión, Houston, y se enviaron a estaciones remotas para su transmisión al vehículo de lanzamiento. Los mensajes de comando se transmitieron desde tierra a 2101,8 MHz. El mensaje recibido se pasó al decodificador de comando (ubicación 18), donde se verificó su autenticidad antes de pasarlo al LVDC. La verificación de la recepción del mensaje se realizó a través del sistema de telemetría PCM de IU. El sistema CCS utilizó cinco antenas:

• Una única antena direccional fuera de ubicación 3-4
• Dos antenas omni transmitiendo fuera de los lugares 11 y 23, y
• Dos antenas omni reciben fuera de los lugares 12 y 24.

Poder

La energía durante el vuelo se originó con cuatro baterías de plata-zinc con un voltaje nominal de 28±2 vcc. La batería D10 estaba en un estante en la ubicación 5, las baterías D30 y D40 estaban en los estantes de la ubicación 4 y la batería D20 estaba en la ubicación 24. Dos fuentes de alimentación convirtieron la energía de la batería no regulada a 56 V CC y 5 V CC reguladas. La fuente de alimentación de 56 VCC estaba en la ubicación 1 y suministraba energía al conjunto electrónico de la plataforma ST-124-M3 y al acondicionador de señal del acelerómetro. La fuente de alimentación de 5 VCC en la ubicación 12 proporcionó 5 ±0,005 VCC al sistema de medición de UI.

Galería

Estas imágenes muestran el desarrollo de la UI. Los primeros cuatro lanzamientos de Saturn no tenían una UI, pero utilizaban guía, telemetría y otros equipos instalados en la parte superior de la primera etapa.

La primera IU voló en el quinto lanzamiento de Saturno, SA-5, y tenía 3,91 m (12 pies 10 pulgadas) de diámetro y 1,47 m (4 pies 10 pulgadas) de alto. Los componentes que transportaba estaban en contenedores presurizados. Esta versión voló en SA-5, SA-6 y SA-7. La UI transportada por las misiones SA-8, -9 y -10 tenía solo 2 pies y 10 pulgadas (0,86 m) de altura y no estaba presurizada.

Con los lanzamientos de Saturn IB y Saturn V, se utilizó una tercera versión, de 21,6 pies (6,6 m) de diámetro y 3 pies (0,91 m) de altura. La comparación de estas fotografías de la unidad de instrumentos muestra que la configuración de los componentes que lleva esta versión cambió, dependiendo de la misión. Se eliminaron algunos equipos (por ejemplo, el sistema de seguimiento Azusa se eliminó de IU posteriores), se agregaron algunos equipos (por ejemplo, una cuarta batería para misiones más largas) y otros componentes se movieron.

Estas imágenes también muestran que algunos componentes (por ejemplo, baterías, la plataforma inercial ST-124) se instalaron en la UI después de haber sido apiladas en el VAB encima de la tercera etapa del S-IVB.

• 

  Vehículos Saturno I comparados. No UI en SA-1 a -4; versión 1 en SA-5 a -7; versión 2 en SA-8 a -10.

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  Configuración Saturno I

• 

  Configuración de Saturn IB

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  Antes de la unidad de instrumentos, los componentes de guía de Saturno estaban contenidos en recipientes.

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  Canisters siendo instalados en el extremo delantero de la etapa S-1

• 

  S-1 etapa con botes en el extremo delantero

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  Versión 1 dimensiones

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  Mockup of version 1 of the instrument unit

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  Vista explotada de la versión 1 de la unidad de instrumentos

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  Versiones 1 y 2 de la UI

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  Unidad de instrumentos tempranos en el edificio del Centro Espacial Marshall 4705

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  UI en planta IBM en Huntsville

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  Cuatro UI en la planta de IBM en Huntsville

• 

  IU-501 voló en la misión Apollo 4

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  UI-501 desde abajo en la VAB

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  UI-501 en la parte superior del S-IVB en la pila para la misión Apolo 4 (SA-501)

• 

  UI-502 sobre la etapa S-IVB en la VAB el 14 de julio de 1967

• 

  SA-514 UI en exhibición en el Apollo/Saturn V Center