vignette|redresse=1.25|Schéma de la case à instruments des fusées et . Lunité à instruments de la fusée , ou en anglais « », souvent abrégé en « IU » dans les revues techniques ou spécialisées ., était une structure en anneau installée au sommet du troisième étage () de la fusée et du deuxième étage de la fusée . Elle était installée juste en dessous des panneaux du SLA (), désignation de l'adaptateur qui contenait et reliait le module lunaire au lanceur.
L'unité à instruments contenait le système de guidage de la fusée .. Parmi les ensembles électroniques installés à l'intérieur se trouvaient un ordinateur numérique , un ordinateur de contrôle de vol analogique, un système de détection d'urgence, une plateforme de guidage inertielle, des accéléromètres de contrôle et des gyroscopes de contrôle de vitesse angulaire .. La case à instruments pour fut conçue par la NASA, au (MSFC), et était dérivée de l développée pour la fusée .. Le contractant de la NASA pour la fabrication de l'IU était (IBM) ..
Historique
Conception et développement vignette|redresse=1.25|Un premier étage et ses quatre conteneurs cylindriques, première forme d employée par une fusée du programme . vignette|redresse=1.25|Une IU de la deuxième version. La différence de taille avec celle qui se situe derrière est bien visible. vignette|redresse=1.25|Quatre en cours de construction dans les locaux d'IBM, à Huntsville, en Alabama. vignette|redresse=1.25|Test des systèmes de l de , à Huntsville, en 1968. L'unité à instruments (IU) commença sa carrière en tant que projet « interne » dans les locaux du (MSFC) à Huntsville, en Alabama, et était basée sur l'expérience acquise lors du développement de systèmes de guidage pour les fusées V2, et suivantes conçues par l'ingénieur allemand Wernher von Braun et son équipe.
Débutant en 1958, la conception de l'IU fut effectuée en parallèle à celle de la fusée . La construction d'une première maquette fut réalisée à Hunstville, le . Il fut alors décidé de la faire voler à bord des lanceurs de la deuxième version de la fusée , c'est-à-dire à partir de la mission .
Lors des vols à , effectués par des lanceurs de la première version de la , la fusée ne possédait que des étages supérieurs factices et aucune unité à instruments « active ». L'équipement de contrôle et de guidage était installé dans des conteneurs disposés à divers endroits à l'intérieur de l'adaptateur fixé au sommet du premier étage . Cet équipement comprenait les systèmes de télémesure, de poursuite, un processeur de traitement des signaux de guidage, ainsi que la plateforme de stabilisation , construite par la et initialement conçue pour et utilisée par le missile balistique Jupiter, développé pendant les années 1950. Il était prévu l'installation d'un conteneur supplémentaire pour la plateforme , embarquée lors de ces missions en tant que « passager » du vol, réalisant seulement des essais de vérification et de qualification pour les futurs vols des lanceurs , et . Le Centre Marshall avait l'intention de rendre la de plus en plus active lors des vols et suivants, ainsi que de la lier à un ordinateur conçu par IBM.
L effectua ses débuts avec le vol ., premier lancement de la deuxième version du lanceur .. Cette première version de l'IU, installée dans un segment dédié au-dessus du deuxième étage de la fusée, avait un diamètre de pour une hauteur de et avait été à la fois conçue et construite au Centre Marshall. Les équipements de guidage, télémesure, poursuite, surveillance et génération électrique étaient installés à l'intérieur de quatre conteneurs cylindriques pressurisés, attachés comme des rayons de roue de vélo autour d'un plot central au sommet du deuxième étage .. Ce nouvel élément structurel fut conçu pour donner plus de flexibilité aux ingénieurs et permettait de réaliser rapidement des modifications entre les lancements, en fonction des résultats obtenus lors des vols précédents ou des nouveaux besoins de la mission à venir ..
Le centre Marshall fit voler la deuxième version de l'IU sur les lanceurs des missions , et . Cette nouvelle version ressemblait à celle qui serait plus tard utilisée par les fusées , puis . Si son diamètre était identique à celui de la version précédente, sa hauteur était seulement de . À la place des conteneurs pressurisés entourés par un gaz inerte, solution initialement retenue comme moyen de contrôle thermique, les composants de l'unité furent installés directement sur la paroi intérieure de la structure cylindrique, ce qui permit d'éliminer une partie du système de contrôle thermique de la fusée et de réaliser au passage un gain substantiel de poids ..
L'arrivée de cette nouvelle version marqua la participation de plus en plus active des divers contractants liés au projet, parmi lesquels la , pour la plateforme , et l'lBM ., qui commençait à étendre son domaine de responsabilités à tout le segment de l'IU, ainsi qu'à divers autres équipements du système de guidage. Le rôle de la société IBM comme acteur principal dans la production des unités à instruments débuta en , lorsque la NASA désigna cette société comme contractant principal pour les versions destinées aux fusées et de l. Elle devint alors responsable de la fabrication, des tests et de la livraison des divers exemplaires de l'IU vers la Base de lancement de Cap Canaveral. Le Centre Marshall conserva la responsabilité principale des activités lors de la fabrication et du tir des quatre premiers exemplaires de la nouvelle , afin de donner du temps à IBM de se familiariser avec les procédures. Si, pour la fabrication du premier exemplaire de l'IU destinée aux , 80 % du matériel utilisé était classé comme fourni par le Gouvernement, cette proportion fut ramenée à seulement 10 % lors de la fabrication du cinquième exemplaire de l'IU. Cette troisième version de l'IU avait un diamètre de pour une hauteur de et vola sur toutes les missions des fusées et .
L'unité à instruments pour la était essentiellement similaire à celle conçue pour la , section 1.2 : « »., principalement parce-que pour cette dernière, les concepteurs désiraient progressivement concevoir et produire une unité déjà largement éprouvée et fiable, ne nécessitant qu'un nombre réduit de retouches de dernière minute. À l'inverse de la plupart des autres composants de la fusée, qui étaient construits aux quatre coins du pays, l'unité à instruments était produite à Huntsville, IBM ayant déployé de gros moyens pour implanter ses établissements de recherche, développement, ingénierie et fabrication dans le « parc » de recherches de la ville abritant également le Centre Marshall. En 1962, la société ne possédait qu'un simple bureau de ventes à Huntsville, pensant que la majeure partie des travaux pourraient être réalisés à New York. Toutefois, devant la somme de travail à accomplir, la société se trouva face à de nouveaux besoins importants et décida, dès 1964, de construire quatre nouveaux bâtiments majeurs dans le de Huntsville, pour un investissement de de dollars. Ces bâtiments représentaient également une force de travail de . Ils étaient dirigés par Clinton H. Grace, qui fut un membre très actif de l'organisation et la montée en puissance du complexe IBM de Hunstville et gagna une très bonne réputation auprès de Werhner von Braun lui-même .. En 1965, celui-ci déclara, à propos de Grace :
Les règles de base pour la conception, la recherche et le développement de l'IU provinrent du Centre Marshall, puis furent appliqués sur les exemplaires de production livrés par IBM. Les contraintes de temps et de budget limitant fortement le nombre de vols d'essais dédiés à ce système, le nombre de mesures effectuées au cours de chacun des vols devait être élevé et devait varier fortement d'un vol à l'autre. Pour ces raisons, une flexibilité sans faille devait être appliquée lors de la conception de cet élément essentiel, et les concepteurs décidèrent d'effectuer une approche modulaire, qui devait en outre grandement faciliter les opérations de vérification et d'entretien de ces systèmes. Un autre point clé était la fiabilité, en particulier parce-que le programme Apollo et les fusées avaient été dès le départ pensées et conçues pour réaliser des vols habités. De plus, le coût extrêmement élevé de chacune des missions de ce programme limitait fortement le désir de tester des équipements « exotiques » ou non-éprouvés lors de chacun des vols prévus. Comme le déclara James T. Powell, du , les ingénieurs ne pouvaient tout simplement pas se payer le luxe de recommencer un vol sous prétexte que l'IU du vol précédent avait connu une défaillance et que tous les résultats de ce vol avaient été erronés ou perdus. Cette contrainte avait mené à l'emploi d'une approche plutôt conservatrice, pour la conception de cet équipement. Powell fit également remarquer que certaines innovations, comme de nouvelles techniques de modulation ou la miniaturisation des composants, « auraient pu être comparées à l'invention de la roue » mais n'auraient pas pu être incorporées au programme tant qu'elles n'auraient pas indéniablement démontré qu'elles étaient opérationnellement fiables.
Toutefois, l'étendue des missions attribuées à la fusée nécessitait des modifications et des améliorations supplémentaires. Ces modifications furent implémentées et testées sur les vols des lanceurs qui, en plus d'emporter une IU similaire à celle de , comportaient également des missions habitées et employaient un étage similaire.
Historique des missions + Historique des lancements de fusées . Lanceur Mission Date de lancement Pas de tir Version de l'IU utilisée 34 - 34 - 34 - 34 - 37B 1 37B 1 37B 1 37B 2 37B 2 37B 2 34 3 37B 3 34 3 39A 3 37B 3 39A 3 34 3 39A 3 39A 3 39B 3 39A 3 39A 3 39A 3 39A 3 39A 3 39A 3 39A 3 39A 3 39B 3 39B 3 39B 3 ASTP 39B 3
Profil de mission
vignette|redresse=1.25|L vue de dessus. Cette IU vola lors de la mission , premier lancement d'une . Les profils des vols du programme Apollo variaient considérablement entre chaque mission , section 1.3 : « ». . , section II : « ».. Cependant, toutes les missions débutèrent par un décollage sous la poussée des moteurs du premier étage. Afin de contrôler plus doucement la phase d'allumage, de stabilisation de la combustion dans les moteurs, puis le décollage de la fusée, des bras de retenue furent installés pour soutenir et retenir la fusée à quatre emplacements à la base de l'étage . Un relâchement progressif et contrôlé était effectué sur les quinze premiers centimètres de mouvement vertical du lanceur.
Après avoir dégagé la tour de lancement, un programme de vol enregistré dans l' ordonnait un mouvement en roulis du véhicule pour l'orienter de manière que la manœuvre en tangage suivante place le véhicule sur l'azimut désiré. Les manœuvres en tangage et roulis étaient dictées par le programme enregistré, et n'étaient pas affectées par les mesures provenant des équipements de navigation .. Jusqu'à la fin de la combustion du premier étage , les commandes de guidage n'étaient données qu'en fonction du temps écoulé depuis le décollage.
L'arrêt des moteurs du premier étage et la séparation entre cet étage et le suivant étaient commandés lorsque l'IU recevait le signal que le niveau de carburant dans les réservoirs de l'étage était descendu jusqu'à un niveau prédéterminé. Le guidage pendant les combustions des deuxième et troisième étages dépendaient à la fois du temps écoulé et des mesures de navigation, afin d'atteindre l'orbite désirée en utilisant le minimum de carburant.
L'arrêt des moteurs du deuxième étage était également commandé par l'IU à un niveau de carburant prédéterminé, puis les étages étaient séparés. À ce moment du vol, le lanceur avait approximativement atteint son altitude orbitale, et la combustion effectuée ensuite par le troisième étage était juste assez longue pour atteindre une orbite de parking circulaire relativement basse, aux alentours de .