Unidad de instrumentos del Saturno V

La unidad de instrumentos del Saturno V es una estructura en forma de anillo colocada en la parte superior de la tercera etapa del cohete Saturno V ( S-IVB ) y la segunda etapa del Saturno IB (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 para el cohete Saturno V. Algunos de los componentes electrónicos contenidos en la unidad de instrumentos son una computadora digital , una computadora de control de vuelo analógica, un sistema de detección de emergencias, una plataforma de guía inercial, acelerómetros de control y giroscopios de velocidad de control. La unidad de instrumentos (IU) para Saturno V fue diseñada por la NASA en el Centro Marshall de Vuelos Espaciales (MSFC) y se desarrolló a partir de la IU del Saturno I. ^[1] El contratista de la NASA para fabricar la unidad de instrumentos del Saturno V fue International Business Machines ( IBM ). ^[2]

Una de las unidades de instrumentos sin uso se exhibe en el Centro Steven F. Udvar-Hazy en Chantilly, Virginia . La placa de la unidad tiene la siguiente inscripción: ^{[3] [4]}

El cohete Saturno V, que envió astronautas a la Luna, utilizaba un sistema de guía inercial, un sistema autónomo que guiaba la trayectoria del cohete. El cohete propulsor tenía un sistema de guía independiente de los de los módulos de mando y lunar. Estaba contenido en una unidad de instrumentos como ésta, 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, un ordenador digital y electrónica de control), así como un radar, telemetría y otras unidades.

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

• Diámetro: 260 pulgadas (6,6 m)
• Altura: 36 pulgadas (914 mm)
• Peso en el lanzamiento: ~4400 lb (1996 kg)

No había unidad de instrumentos para los cohetes propulsores Saturno I Bloque I (SA-1 a SA-4). El equipo de guía y control se transportaba en contenedores sobre la primera etapa del SI, e incluía la plataforma estabilizada ST-90, fabricada por Ford Instrument Company y utilizada en el misil Júpiter . ^[5]

La IU hizo su debut con el SA-5, el primer lanzamiento del Saturno I Bloque II. La primera versión de la IU tenía 154 pulgadas (3,9 m) de diámetro y 58 pulgadas (1,5 m) 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. ^[6]

La MSFC voló la versión 2 del IU en los SA-8, 9 y 10. La versión 2 tenía el mismo diámetro que la versión 1, pero sólo 34 pulgadas (0,86 m) de altura. En lugar de contenedores presurizados, los componentes estaban colgados en el interior de la pared cilíndrica, consiguiendo una reducción de peso. ^[7]

La última versión, la número 3, tenía 6,6 m de diámetro y 0,91 m de altura. Fue diseñada por MSFC pero fabricada 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.

Los perfiles de vuelo del Saturno Apolo variaban considerablemente según la misión. ^{[12] [13] [14]} Sin embargo, todas las misiones comenzaban con el despegue con la primera etapa en marcha. Para controlar con mayor suavidad el encendido del motor, la acumulación de empuje y el despegue del vehículo, unos brazos de contención proporcionaban apoyo y sujeción en cuatro puntos alrededor de la base de la etapa S-IC. Se logró una liberación gradual y controlada durante los primeros quince centímetros de movimiento vertical.

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

El corte de la primera etapa y la separación de las etapas se comandaban cuando la IU recibía una señal de que el nivel de combustible del tanque había alcanzado un punto predeterminado. La guía durante las quemas de la segunda y la tercera etapa dependía tanto del tiempo como de las mediciones de navegación, con el fin de alcanzar la órbita objetivo utilizando el mínimo combustible.

La IU ordenó el apagado del motor de la segunda etapa cuando se alcanzó un nivel de combustible predeterminado y la etapa se separó. Para entonces, el vehículo había alcanzado su altitud orbital aproximada y la tercera etapa se quemó lo suficiente para alcanzar una órbita de estacionamiento circular .

Durante las misiones tripuladas del Apolo, el vehículo se mantuvo en órbita terrestre durante dos o cuatro pasadas mientras la tripulación realizaba comprobaciones del estado de los sistemas y otras tareas, y mientras las estaciones terrestres realizaban un seguimiento del vehículo. Durante la hora y media posterior al lanzamiento, las estaciones de seguimiento de todo el mundo habían refinado las estimaciones de la posición y la velocidad del vehículo, conocidas colectivamente como su vector de estado. Las últimas estimaciones se transmitieron a los sistemas de guía de la IU 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 volvía a encender la tercera etapa para poner el vehículo en una órbita translunar. En el Apolo 15, por ejemplo, este encendido duró 5 minutos y 55 segundos.

Después de la inyección translunar se realizó la maniobra denominada transposición, acoplamiento y extracción. Esta maniobra se llevó a cabo bajo el control de la tripulación, pero la IU mantuvo firme el vehículo S-IVB/IU mientras el Módulo de Comando/Servicio (CSM) se separaba primero del vehículo, giraba 180 grados y volvía a acoplarse con el Módulo Lunar (LM). Cuando el CSM y el LM se habían "acoplado por completo" (conectados por una docena de pestillos), la nave espacial reorganizada se separó del S-IVB/IU.

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

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.

La estructura básica de la IU es un cilindro corto, de 36 pulgadas de alto y 260 pulgadas (6.600 mm) de diámetro, fabricado con un material de sándwich de aleación de aluminio en forma de panal de 0,95 pulgadas (24 mm) de espesor. El cilindro está fabricado en tres segmentos de 120 grados, que se unen mediante placas de empalme para formar una estructura integral. Los bordes superior e inferior están hechos de canales de aluminio extruido unidos al sándwich de panal. Este tipo de construcción fue seleccionado por su alta relación resistencia-peso, aislamiento acústico y propiedades de conductividad térmica. La IU soportó los componentes montados en su pared interior y el peso de la nave espacial Apolo que se encontraba encima (el módulo lunar, el módulo de mando, 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 delantero y trasero, de 6 pulgadas de alto y pintados de azul, se atornillaron a los canales superior e inferior. Estos se quitaron 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 director del programa de IU.

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

El vehículo de lanzamiento Saturno V se guiaba mediante un equipo de navegación, guía y control ubicado en la IU. Una plataforma estabilizada espacial (la plataforma inercial ST-124-M3 en la ubicación 21) medía la aceleración y la actitud. Una computadora digital del vehículo de lanzamiento (LVDC en la ubicación 19) resolvía las ecuaciones de guía y una computadora de control de vuelo analógica (ubicación 16) emitía comandos para dirigir el vehículo.

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

• El eje de balanceo (X) va desde la cola hasta la nariz y estaba vertical en el momento del despegue.
• El eje de cabeceo (Y) forma un ángulo recto con respecto al eje de balanceo y está marcado en el exterior de la IU con +Y encima de la ventana gráfica, fuera de la ubicación 21.
• El eje de guiñada (Z) forma un ángulo recto con respecto al eje de cabeceo y al eje de balanceo, y está marcado con +Z fuera de la ubicación 3. ^[15]

La plataforma inercial ST-124-M3 contiene tres cardanes : el cardán exterior (que puede girar 360° sobre el eje de balanceo o X del vehículo), el cardán central (que puede girar ±45° sobre el eje de guiñada o Z del vehículo) y el cardán interior o inercial (que puede girar 360° sobre el eje de cabeceo 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 en tierra, que generó señales a los generadores de par giroscópico de la plataforma para nivelar el cardán interior. El sistema de alineación vertical niveló la plataforma con una precisión de ±2,5 segundos de arco .
• Se utilizaron dos prismas , uno fijo y otro servoaccionado , con un teodolito externo que apuntaba a través de la ventana de visualización fuera de la posición 21 para fijar el acimut del cardán interno antes del lanzamiento. El acimut podía fijarse con 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 inerciales ortogonales . Tres generadores de señales, fijados al eje de salida de cada giroscopio, generaban señales eléctricas proporcionales a las perturbaciones del par motor . Las señales se transmitían a través de la electrónica servo que terminaba en los motores de par motor servo del pivote del cardán. Los servoloops mantenían el cardán interior fijo rotacionalmente en el espacio inercial. Es decir, mientras el vehículo se balanceaba, cabeceaba y guiñaba, el cardán interior permanecía en la misma actitud en la que estaba ajustado justo antes del lanzamiento. Aunque se estaba trasladando durante el proceso de lanzamiento y órbita, estaba fijo rotacionalmente.
• Tres acelerómetros integradores midieron los tres componentes de la velocidad resultante de la propulsión del vehículo. Las mediciones del acelerómetro se enviaron a través del adaptador de datos del vehículo de lanzamiento (LDVA en la ubicación 19) al LVDC. En el LVDC, las mediciones del acelerómetro se combinaron con la aceleración gravitacional calculada para obtener la velocidad y la posición del vehículo.

Las posiciones angulares de los cardanes sobre sus ejes se midieron mediante resolvers, que enviaron sus señales al adaptador de datos del vehículo de lanzamiento (LVDA). El LVDA era el dispositivo de entrada/salida del LVDC. Realizaba el procesamiento necesario de las señales para que estas fueran 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 se convirtieron en comandos de control por la computadora de control de vuelo. La dirección de empuje requerida se obtuvo al colocar los motores en la etapa de propulsión en cardán para cambiar la dirección de empuje del vehículo. El cardán de estos motores se logró a través de actuadores hidráulicos . En la primera y segunda etapa (S-IC y S-II), los cuatro motores externos se colocaron en cardán para controlar el balanceo, el cabeceo y la guiñada. Dado que la tercera etapa (S-IVB) tiene solo un motor, se utilizó un sistema de propulsión auxiliar para el control del balanceo durante el vuelo propulsado. El sistema de propulsión auxiliar proporciona un control de actitud completo durante el vuelo por inercia de la etapa S-IVB/IU.

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

• El sistema de acondicionamiento térmico (TCS), que mantiene una temperatura del refrigerante que circula hacia el equipo electrónico de 59° ± 1 °F (15 ± 0,6 °C).
• Sistema de purga previa al vuelo, que mantiene un suministro de mezcla de aire y nitrógeno gaseoso (aire/GN2) regulada por temperatura y presión en el área de equipos IU/S-IVB.
• Sistema de suministro de cojinetes de gas, que suministra GN2 a los cojinetes de gas de la plataforma inercial ST-124-M3.
• Equipo de muestreo para detección de gases peligrosos que monitorea el área intermedia de avance IU/S-IVB para detectar la presencia de vapores peligrosos

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 cuadrícula que brinda flexibilidad para el montaje de los componentes.

El fluido refrigerante que circulaba por el 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 los equipos montados en las placas frías se disipaba al espacio mediante un intercambiador de calor por sublimación . El agua de un depósito (acumulador de agua) se exponía al entorno de baja temperatura y presión del espacio, donde primero se congelaba y luego se sublimaba, tomando calor del intercambiador de calor y transfiriéndolo a las moléculas de agua que escapaban al espacio en estado gaseoso. El agua/metanol se enfriaba mediante circulación a través del intercambiador de calor.

Antes del vuelo, el equipo de apoyo en tierra (GSE) suministra aire de ventilación filtrado y refrigerado a la IU, que ingresa a través del conducto grande en el medio del panel umbilical (ubicación 7) y se ramifica en dos conductos en la parte superior que se llevan alrededor de la IU en el soporte de cables. Los respiraderos que apuntan hacia abajo desde estos conductos liberan aire de ventilación al interior de la IU. 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 IU.

Para reducir los errores en la detección de la actitud y la velocidad, los diseñadores redujeron al mínimo la fricción en los giroscopios y acelerómetros de la plataforma haciendo flotar los cojinetes sobre una fina película de nitrógeno seco. El nitrógeno se suministraba desde una esfera que contenía 2 pies cúbicos (56,6 L) de gas a 3.000 psig (libras por pulgada cuadrada manométrica, 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 en la plataforma estable.

El sistema de detección de gases peligrosos monitorea la presencia de gases peligrosos en los compartimentos delanteros de la IU y la S-IVB durante el abastecimiento de combustible del vehículo. Se tomaron muestras de gas en cuatro lugares: entre los paneles 1 y 2, 7 y 8, 13 y 14, y 19 y 20. Los tubos van desde estos lugares hasta el lugar 7, donde se conectaron a un equipo de soporte terrestre (externo a la IU) que puede detectar gases peligrosos.

El sistema de detección de emergencias (EDS) detectaba el desarrollo inicial de condiciones en el vehículo de vuelo durante las fases de propulsión del vuelo que podrían causar una falla del vehículo. El EDS reaccionaba a estas situaciones de emergencia de una de dos maneras. Si la avería del vehículo era inminente, se iniciaba una secuencia de aborto automática. 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, solo se proporcionaban indicaciones visuales a la tripulación de vuelo. Una vez que se había iniciado una secuencia de aborto, 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 IU. Había nueve giroscopios de velocidad EDS instalados en la ubicación 15 de la IU. Tres giroscopios monitoreaban cada uno de los tres ejes (cabeceo, balanceo y guiñada), lo que proporcionaba triple redundancia. El procesador de señales de control (ubicación 15) proporcionaba energía y recibía entradas de los nueve giroscopios de velocidad EDS. Estas entradas se procesaban y enviaban 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 existían condiciones de emergencia. También contenía lógica de relés y diodos para la secuencia de aborto automático. Un temporizador electrónico (ubicación 17) se activaba en el despegue y 30 segundos después energizaba los relés en el distribuidor EDS que permitían el apagado múltiple de los motores. Esta función se inhibía durante los primeros 30 segundos del lanzamiento, para evitar que el vehículo cayera de nuevo al área de lanzamiento. Mientras el aborto automático estaba inhibido, la tripulación de vuelo podía iniciar un aborto manual si surgiera una condición de sobrevelocidad angular o de dos motores fuera de servicio.

La IU se comunicaba continuamente por radio con la Tierra por diversos motivos. El sistema de medición y telemetría comunicaba datos sobre los procesos y las condiciones internas del Saturno V. El sistema de seguimiento comunicaba datos utilizados por la Estación Terrestre de la Misión (MGS) para determinar la ubicación del vehículo. El sistema de comando por radio permitía a la MGS enviar comandos a la IU.

Se midieron aproximadamente 200 parámetros en la IU y se transmitieron a tierra, con el fin de

• Ayudar en la verificación del vehículo de lanzamiento antes del lanzamiento.
• Determinar el estado del vehículo y verificar los comandos recibidos durante el vuelo, y
• Facilitar el análisis posterior al vuelo de la misión.

Los parámetros medidos incluyen aceleración , velocidad angular , caudal ^{[ ¿cuál? ]} , posición , presión , temperatura , voltaje , corriente , frecuencia y otros. Las señales de los sensores fueron acondicionadas por amplificadores o convertidores ubicados en bastidores de medición. Hay cuatro bastidores de medición en la IU en las ubicaciones 1, 9 y 15 y veinte módulos de acondicionamiento de señales en cada uno. ^{[ aclaración necesaria ]} Las señales acondicionadas fueron enrutadas a su canal de telemetría asignado por el distribuidor de medición en la ubicación 10. Había dos enlaces de telemetría. Para que los dos enlaces de telemetría de la IU manejen aproximadamente 200 mediciones separadas, estos enlaces deben ser compartidos. Para lograr esto, se utilizaron técnicas de multiplexación de compartición de frecuencia y de compartición de tiempo. 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).

En el sistema de telemetría de la IU se utilizaron dos multiplexores de tiempo compartido modelo 270 (MUX-270), montados en las ubicaciones 9 y 10. Cada uno funciona como un multiplexor 30x120 (30 canales primarios, cada uno muestreado 120 veces por segundo) con disposiciones para submultiplexar canales primarios individuales para formar 10 subcanales, cada uno muestreado 12 veces por segundo. Las salidas del MUX-270 van al conjunto PCM/DDAS modelo 301 en la ubicación 12, que a su vez activa el transmisor PCM VHF de 245,3 MHz.

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

Los canales FM/FM y PCM/FM se acoplaron a las dos antenas de telemetría en lados opuestos de la IU fuera de las ubicaciones 10 y 22.

Los transpondedores de radar de banda C que llevaba la IU proporcionaban datos de seguimiento a tierra que se utilizaban para determinar la trayectoria del vehículo . El transpondedor recibía una interrogación codificada o de un solo pulso desde las estaciones terrestres y transmitía una respuesta de un solo pulso en la misma banda de frecuencia (5,4 a 5,9 GHz ). Se utilizaba una antena común para recibir y transmitir. Las antenas del transpondedor de banda C están fuera de las posiciones 11 y 23, inmediatamente debajo de las antenas de recepción omnidireccionales CCS PCM.

El sistema de comunicaciones de mando (CCS) se encargaba de la transmisión de datos digitales desde las estaciones terrestres al LVDC. Este enlace de comunicaciones se utilizaba para actualizar la información de guía o para comandar otras funciones a través del LVDC. Los datos de mando se originaban en el Centro de Control de Misión , en Houston , y se enviaban a estaciones remotas para su transmisión al vehículo de lanzamiento. Los mensajes de mando se transmitían desde tierra a 2101,8 MHz. El mensaje recibido se pasaba al decodificador de mando (posición 18), donde se verificaba su autenticidad antes de pasarlo al LVDC. La verificación de la recepción del mensaje se realizaba a través del sistema de telemetría PCM de la IU. El sistema CCS utilizaba cinco antenas:

• Una sola antena direccional fuera de la ubicación 3-4,
• Dos antenas de transmisión omnidireccional fuera de las ubicaciones 11 y 23, y
• Dos antenas receptoras omnidireccionales en el exterior de las ubicaciones 12 y 24.

La energía durante el vuelo se originaba con cuatro baterías de plata y zinc con un voltaje nominal de 28 ± 2 VCC. La batería D10 se encontraba en un estante en la ubicación 5, las baterías D30 y D40 estaban en estantes en la ubicación 4 y la batería D20 estaba en la ubicación 24. Dos fuentes de alimentación convertían la energía de la batería no regulada en 56 VCC y 5 VCC regulados. La fuente de alimentación de 56 VCC estaba en la ubicación 1 y proporcionaba 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 proporcionaba 5 ± 0,005 VCC al sistema de medición de IU.

Estas imágenes muestran el desarrollo de la IU. Los primeros cuatro lanzamientos de Saturno no tenían IU, 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 de diámetro y 1,47 m de altura. Los componentes que transportaba estaban en contenedores presurizados. Esta versión voló en SA-5, SA-6 y SA-7. La IU transportada por las misiones SA-8, SA-9 y SA-10 tenía solo 0,86 m de altura y no estaba presurizada. ^[16]

En los lanzamientos de Saturno IB y Saturno V se utilizó una tercera versión, de 6,6 m de diámetro y 0,91 m de altura. La comparación de estas fotografías de la unidad de instrumentos muestra que la configuración de los componentes que llevaba esta versión cambiaba según la misión. Se eliminaron algunos equipos (por ejemplo, el sistema de seguimiento Azusa se eliminó de las unidades de instrumentos posteriores), se añadieron otros (por ejemplo, una cuarta batería para misiones más largas) y se trasladaron otros componentes.

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

• 
  Comparación de vehículos Saturno I. Sin IU en SA-1 a -4; versión 1 en SA-5 a -7; versión 2 en SA-8 a -10.
• 
  Configuración del Saturno I
• 
  Configuración del Saturno IB
• 
  Antes de la unidad de instrumentos, los componentes de guía de Saturno estaban contenidos en recipientes.
• 
  Se instalan botes en el extremo delantero de la etapa S-1
• 
  Etapa S-1 con botes en el extremo delantero
• 
  Dimensiones de la versión 1 de IU
• 
  Maqueta de la versión 1 de la unidad de instrumentos
• 
  Vista en despiece de la versión 1 de la unidad de instrumentos
• 
  Versiones 1 y 2 de la IU
• 
  Unidad de instrumentos temprana en el edificio 4705 del Centro Marshall de Vuelos Espaciales
• 
  IU en la planta de IBM en Huntsville
• 
  Cuatro IU en la planta de IBM en Huntsville
• 
  La IU-501 voló en la misión Apolo 4
• 
  IU-501 desde abajo en el VAB
• 
  IU-501 en la parte superior del S-IVB en la pila para la misión Apollo 4 (SA-501)
• 
  IU-502 por encima de la etapa S-IVB en el VAB el 14 de julio de 1967
• 
  SA-514 IU en exhibición en el Centro Apolo/Saturno V

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• Herman E. Thomason. "General Description of the ST-124M Inertial Platform System". NASA TN D-2983, fechado en septiembre de 1965. 93 páginas. Contiene figuras más claras que la mayoría de los documentos PDF sobre la IU y ofrece las mejores vistas del interior de los giroscopios y los cojinetes de gas. Disponible en línea: PDF
• Walter Haeussermann . "Descripción y rendimiento del sistema de navegación, guía y control del vehículo de lanzamiento Saturno". NASA TN D-5869, fechado en julio de 1970. 52 páginas. Disponible en línea: PDF
• Richard L. Moore y Herman E. Thomason. "Geometría del cardán y detección de actitud de la plataforma estabilizada ST-124". NASA TN D-1118, fechado en mayo de 1962. Un relato temprano, más matemático que descriptivo, del ST-124. En esa fecha, el ST-124 era un concepto de 4 cardanes, mientras que la versión que voló tenía solo 3 cardanes. Disponible en línea: PDF
• "Saturn V Launch Vehicle Digital Computer. Volume 1: General Description and Theory". IBM, 30 de noviembre de 1964. Modificado el 4 de enero de 1965. 256 páginas. Disponible en línea: PDF
• "Instrucciones de mantenimiento de laboratorio para la computadora digital del vehículo de lanzamiento Saturno V". Volumen 1 de 2, de fecha 4 de enero de 1965. 256 páginas.
• Decher, Rudolf. "El sistema astriónico de los vehículos de lanzamiento Saturno". NASA MSFC Huntsville, Alabama, 1 de febrero de 1966. 180 páginas. NASA TM X- 53384. Disponible en línea: PDF
• Lyons, RE y Vanderkulk, W. "El uso de redundancia triple modular para mejorar la confiabilidad de las computadoras". IBM Journal, abril de 1962, págs. 200-209. Disponible en línea: PDF Teoría detrás del LVDC.
• Stumpf, David K. "Titan II. A History of a Cold War Missile Program". University of Arkansas Press, Fayetteville, Arkansas, 2000. ISBN 1-55728-601-9 . Imagen de la computadora ASC-15 utilizada en el Titan II y en los primeros vuelos de Saturn. La ASC-15 fue la predecesora del LVDC y fue la computadora de guía anterior al IU y, al menos, en la versión 1 del IU. 

• Tomayko, James E. "Computadoras en vuelos espaciales: la experiencia de la NASA". Informe del contratista de la NASA 182505, marzo de 1988. Disponible en línea: HTML
• "Sistemas informáticos digitales a bordo del espacio". NASA, SP-8070, marzo de 1971. Disponible en línea: PDF

• Informe sobre el lanzamiento espacial, historia del vehículo Saturno, por Ed Kyle (HTMLF)
• Dibujos y diagramas técnicos del proyecto Apolo en formato HTML
• Archivo del Proyecto Apolo, Galería de imágenes del Apolo, sitio web de la Oficina de Asuntos Públicos de la NASA por Kip Teague HTML
• Diario de la superficie lunar del Apolo HTML
• Película de realidad virtual QuickTime del interior de la IU-514 en exhibición en el Museo Nacional del Aire y el Espacio, Centro Udvar-Hazy, Dulles, Virginia MOV Los nombres de los componentes internos aparecen en la parte inferior izquierda del marco cuando pasa el mouse sobre ellos. Si su navegador no muestra este archivo, descárguelo a su computadora y ábralo con QuickTime Player.
• Sitio web de voluntarios del Smithsonian sobre la unidad de instrumentos