title: PGM-11 Redstone

text: À l'approche de la date de déploiement du Groupe de missiles d'artillerie de campagne, le programme déjà télescopé a pris les caractéristiques du programme de crash. Le missile et son équipement de soutien au sol étaient toujours en cours de modification. Le chef d'état-major adjoint aux opérations a approuvé l'équipement léger pour le , à condition que le déploiement ne soit pas retardé. L'unité en main a été renvoyée au laboratoire d'équipement de lancement et de manutention de l<nowiki>'</nowiki>"Army Ballistic Missile Agency" (ABMA) pour le renforcement de ses dispositifs de sécurité face aux rigueurs de la manutention des troupes. Elle a été renvoyée à l'unité à l'heure limite. La batterie A a tiré avec l'ancien équipement tandis que la batterie B a utilisé le nouveau. Afin de déployer le groupe dans les délais prévus (avant la fin de juin 1958), l'ABMA a désigné l'équipement déployé en tant que Block I et s'est arrangé pour le remplacer complètement par l'équipement du Block II dans les prochains mois. Des équipements légers et des équipements de stockage et de transport supplémentaires, prévus pour le groupe opérationnel de missiles d'artillerie de campagne, avaient également été commandés pour le et le . Le général John Bruce Medaris a écrit au général Henry I. Hodes, au moment où le s'approchait de sa destination européenne, que le groupe était bien formé sur le Redstone mais qu'il pouvait utiliser un entraînement de en tant qu'unité militaire, l'équipement, qui n'avait pas encore démontré le degré de fiabilité souhaitée, serait remplacée dès que possible. Le général Hodes a écrit qu'il comprenait les difficultés de formation que le groupe avait rencontrées et qu'il donnerait suite à la suggestion de formation. Il s'est toutefois déclaré préoccupé par l'équipement, car l'armée américaine en Europe devait être en permanence prête, entièrement équipée et rapidement approvisionnée. Il a ajouté:« La nature pionnière de cette unité et les implications de sa présence ici sont reconnues. Le potentiel de l'arme ne sera pas dégradé par un manque d'attention aux besoins de l'unité. J'espère que la prochaine unité Redstone ne sera pas accablé pendant l'entraînement par les fonctions du conseil de l'armée. »Une controverse sur l'état de préparation opérationnelle du groupe s'est enflammée à mesure que l'été avançait. L'armée américaine en Europe a câblé à l'ABMA cinq pages d'objets d'équipement jugés extrêmement rares. L'ABMA a envoyé des représentants en Europe pour enquêter sur le problème d'approvisionnement. Ces représentants ont par la suite allégué que les pénuries, pour la plupart, n'étaient pas réelles. Ils ont souligné que, dans certains cas, ils résultaient d'une identification incorrecte ou d'un manque d'inventaire. Dans d'autres cas, il s'agissait de tentatives de surcharger l'inventaire au-delà des exigences. L'ABMA a envoyé des représentants en Europe pour enquêter sur le problème d'approvisionnement. Ces représentants ont par la suite allégué que les pénuries, pour la plupart, n'étaient pas réelles. Ils ont souligné que, dans certains cas, ils résultaient d'une identification incorrecte ou d'un manque d'inventaire. Dans d'autres cas, il s'agissait de tentatives de surcharger l'inventaire au-delà des exigences. Un porte-parole de l'armée américaine en Europe a cependant insisté: « Nous ne sommes pas encore opérationnels et ne serons jamais dans un état opérationnel continu (jusqu'à ce que les approvisionnements commencent à couler régulièrement de l'Arsenal de Redstone). L'armée a eu du mal à nous approvisionner toute l'année en CONUS et aucune amélioration n'a été notée dans le système depuis son arrivée ici. »L'ABMA de l'armée a reconnu que le groupe n'était pas pleinement opérationnel et a soutenu que l'attribution d'une mission opérationnelle était prématurée. Un seul missile a été envoyé avec le groupe, et le groupe n'était équipé que de suffisamment de composants pour tirer ce missile. La controverse s'est largement dissoute lorsque les missiles et équipements restants ont atteint le groupe, aux dates prévues, cet automne. Le groupe de missiles d'artillerie de campagne est arrivé le suivant formé, entièrement équipé et pleinement opérationnel. Le , comme le , n'a jamais eu à démontrer sa disponibilité opérationnelle, sauf en temps de paix. Les deux sont devenus des pièces maîtresses de la septième armée pour de nombreuses démonstrations de la capacité de combat de l'OTAN, de l'armée américaine en Europe, de la septième armée et du septième corps. Les deux groupes ont également poursuivi leur formation militaire en Europe, participant à tous les exercices et manœuvres de gestion, aux tests d'entraînement de l'armée et aux inspections de compétence technique. Ils sont également retournés une fois par an au White Sands Missile Range pour des tirs annuels d'entraînement au service. La controverse s'est largement dissoute lorsque les missiles et équipements restants ont atteint le groupe, aux dates prévues, cet automne. Le printemps, le groupe de missiles d'artillerie de campagne est arrivé le suivant formé, entièrement équipé et pleinement opérationnel. Le , comme le , n'a jamais eu à démontrer sa disponibilité opérationnelle, sauf en temps de paix. Les deux sont devenus des pièces maîtresses de la septième armée pour de nombreuses démonstrations de la capacité de combat de l'OTAN, de l'armée américaine en Europe, de la septième armée et du septième corps. Les deux groupes ont également poursuivi leur formation militaire en Europe, participant à tous les exercices et manœuvres de gestion, aux tests d'entraînement de l'armée et aux inspections de compétence technique. Ils sont également retournés une fois par an au White Sands Missile Range pour des tirs annuels d'entraînement au service. Le , les missiles affectés aux unités d'outre-mer ont été convertis du Block I à la configuration du Block II. Les et groupes FAM sont devenus opérationnels à ce moment-là. Dans le cas de l'équipement de soutien au sol, l<nowiki>'</nowiki>"Army Ballistic Missile Agency" (ABMA), appuyée par le maître d'œuvre, a accéléré la modernisation de celui-ci en échangeant le Block II pour la configuration du Block I. Les opérations de soutien sur le terrain de l'ABMA de terre ont remis tous les kits de conversion et de modification essentiels aux utilisateurs afin que l'équipement puisse être échangé le plus rapidement possible. En outre, les opérations d'appui aux missions ont répertorié les articles de ravitaillement indispensables au maintien du programme de Redstone afin que ces articles puissent être fournis sur demande avec un minimum de retard.


title: PGM-11 Redstone

text: Avec le déploiement du système de missiles MGM-31 Pershing plus rapide et plus mobile en , le Redstone a commencé à être progressivement éliminé en tant que système de missiles tactiques de l'armée. Cela avait été le plan depuis le début puisque le Département de l'Armée considérait officiellement le Redstone comme étant seulement un système de missile provisoire qui ne serait déployé que pendant la période nécessaire au développement du Pershing. À la fin de , lorsqu'il est devenu évident que le déploiement du Pershing était imminent, un comité a commencé à se réunir au Commandement des missiles de l'armée pour planifier l'élimination progressive du Redstone. Le Commandement des missiles de l'armée, en tant qu'organisme responsable de la gestion de l'élimination du système, a préparé un projet de plan d'élimination qui a reçu l'approbation du Département de l'armée le . Selon ce plan, tous les missiles Redstone et certaines pièces d'autres équipements seraient renvoyés d'outre-mer. Tout cet équipement serait temporairement stocké au dépôt militaire de Pueblo. De plus, le Commandement avait l'intention d'offrir l'équipement de Redstone à d'autres agences du ministère de la Défense et à d'autres clients potentiels par l'intermédiaire de l'Agence. Lorsque le système Pershing a commencé à se déployer en , l'équipement Redstone a commencé à être retiré et retourné conformément aux dispositions du plan d'élimination progressive. À la fin de , toutes les unités tactiques utilisant le Redstone ont été inactivées et le système d'arme de Redstone a été classé comme obsolète. Les articles d'équipement ont été annoncés dans tout le ministère de la Défense dans le cadre du programme d'utilisation du matériel de défense. Cependant, les missiles eux-mêmes sont restés dans l'inventaire du DA, car le commandement des missiles de l'armée prévoyait leur utilisation dans les programmes de développement d'armes de défense aérienne.


title: PGM-11 Redstone

text: En mai 1964, la Branche des cibles de la Direction de la recherche et du développement du Commandement des missiles de l'armée a demandé six missiles Redstone avec leur équipement de soutien au sol pour utilisation comme cibles possibles dans le programme de développement Hawk ATBM / HIP 1965-66. Plus tard, le général de brigadel Howard P. Persons, Jr., en tant que général commandant adjoint pour les systèmes de défense aérienne au Commandement des missiles de l'armée, a établi une exigence pour les 23 missiles Redstone désactivés. Cela signifie que les 23 missiles, avec leur équipement de soutien au sol, seraient utilisés pour répondre aux besoins de défense aérienne. Leur disposition serait contrôlée par le général commandant adjoint des systèmes de défense aérienne. Cependant, le , le Bureau du Secrétaire à la défense a demandé l'attribution de huit missiles Redstone pour une utilisation par l'Agence des projets de recherche avancée dans le cadre d'un programme d'essais expérimentaux. Une demande ultérieure, le 6 avril de cette agence, a porté à 15 la quantité de missiles nécessaires. L'Agence des projets de recherche avancée a déclaré qu'elle avait l'intention de lancer cinq des missiles Redstone depuis l'île de San Nicolas dans le cadre du programme de test "Data Assist" à la fin de et 10 des missiles au début de dans Woomera dans le cadre du programme Sparta. En raison de ces actions, le Commandement des missiles de l'armée a dû demander le retour d'équipement supplémentaire d'outre-mer. En fait, il a également dû emprunter du matériel qu'il avait réservé à la Smithsonian Institution. Le , ce dernier accepta de prêter l'équipement au "Army Missile Command", étant entendu que le matériel serait restitué après l'achèvement du programme de lancement. Le , l<nowiki>'</nowiki>"Army Missile Command" a conclu un contrat avec la Chrysler Corporation. Aux termes de ce contrat, l'entrepreneur a accepté d'inventorier, d'inspecter et de sélectionner les missiles, l'équipement et les pièces de rechange de Redstone à remettre à neuf et à utiliser pour le lancement des 23 missiles. L'entrepreneur a également accepté d'expédier le matériel sélectionné à l'usine de missiles de l'armée du Michigan pour une remise à neuf et une réparation ultérieures. En attribuant les 15 missiles Redstone à l<nowiki>'</nowiki>"Advanced Research Projects Agency" et en prévoyant d'utiliser 8 missiles dans le cadre du programme de développement Hawk ATBM / HIP au cours de l'année fiscale , l"'Army Missile Command" avait prévu l'utilisation d'équipements évalués à plus de de dollars dans des projets de recherche et des programmes de développement. En conséquence, les seuls actifs qui restaient dans l'inventaire du commandement du matériel de Redstone au étaient évalués à de dollars. La commande avait l'intention de faire des efforts supplémentaires pour délivrer ces éléments à d'éventuels utilisateurs. Il semblait probable qu'il n'y aurait pas de matériel du programme Redstone qui ne serait pas utilisé d'une manière efficace.


title: PGM-11 Redstone

text: Lors d'une cérémonie sur le terrain de parade à l'Arsenal de Redstone le 30 octobre 1964, le système de missiles Redstone a été officiellement retiré. Le général commandant du Commandement des missiles de l'armée, le major général John G. Zierdt, a fait l'éloge du Redstone comme :« Un autre soldat accomplissant un long et honorable service après avoir répandu le nom et la réputation de cet arsenal et de ses habitants à travers le monde. »Tout en rejetant la sentimentalité sur une arme que « la technologie de pointe a dépassée », il a souligné que le Redstone nous avait :


title: PGM-11 Redstone

text: « Appris beaucoup de choses, .. A servi l'armée avec distinction, .. [Et] a aidé à maintenir la paix. Aucun soldat ne pouvait aspirer à plus. »


title: PGM-11 Redstone

text: En tant que missile tactique d'artillerie de campagne de l'armée, le Redstone a eu un temps de service court. D'abord déployé le , puis désactivé à la fin de juin , le Redstone n'a passé que sur le terrain. Ainsi, il était sur le terrain de moins que ce que le Corps de l'ordonnance avait passé ( à ) à développer le missile. Cependant, cela ne révèle pas l'importance des succès remportés par le Redstone au cours de ses de vie. En effet, au cours de ces années, le Redstone a accumulé une liste de « premières » si longue et si impressionnante que son palmarès pourra longtemps servir d'objectif aux développeurs de systèmes de missiles actuels et futurs. En même temps, il a contribué aux développements scientifiques dans le domaine de la technologie des missiles qui ont fait progresser l'état de l'art à un rythme très rapide. Les spécialistes des missiles de l'armée ont utilisé le Redstone pour prouver ou réfuter des concepts et des techniques qui ont permis de créer une base d'informations qu'ils ont utilisée pour développer les missiles Jupiter, Pershing, Honest John, Littlejohn et Sergeant. En raison de son succès phénoménal en vol, les scientifiques l'ont également utilisé pour des expériences audacieuses et complexes dans l'espace ainsi que pour des applications militaires. Par conséquent, le Redstone est devenu le lanceur du programme spatial américain.


title: PGM-11 Redstone

text: Dès 1952, des discussions ont eu lieu sur la possibilité d'effectuer des recherches au moyen de satellites terrestres artificiels en orbite. Ces satellites seraient équipés de divers types d'appareils de mesure et de matériel radio pour transmettre les données recueillies à la terre. Il était évident, cependant, qu'un puissant moteur-fusée, capable de produire une poussée suffisante pour accélérer le satellite à une vitesse d'environ 27360 km/h, serait nécessaire. Il était également évident qu'il serait nécessaire de guider le satellite dans un plan orbital approprié. À cette époque, l'état de cette technologie était insuffisant pour cette tâche. Puis, le , au Bureau de la recherche navale, Wernher von Braun propose d'utiliser le Redstone comme étage principal d'une fusée à pour le lancement de satellites artificiels. Il expliqua que cette fusée, utilisant des fusées Loki 11-A dans ses trois étages supérieurs, serait capable d'injecter un objet d'environ sur une orbite équatoriale à une altitude de 300 kilomètres. De plus, comme le véhicule de lancement serait assemblé à partir de composants existants et éprouvés dans un délai relativement court, le projet serait peu coûteux. D'autres discussions et sessions de planification ont abouti à l'adoption de la proposition en tant qu'entreprise conjointe de l'armée et de la marine appelée Project Orbiter. Le projet proposé a été soumis au secrétaire adjoint à la Défense le . Cependant, plus tard, il est devenu une question morte après que le Président ait officiellement séléctionné une autre projet de satellite terrestre artificiel, le projet Vanguard.


title: PGM-11 Redstone

text: En raison des contraintes dynamiques sévères et de la chaleur intense rencontrées par un objet rentrant dans l'atmosphère terrestre, l'Agence des missiles balistiques de l'armée a rapidement reconnu la nécessité de développer des méthodes et des matériaux de construction de cône de nez pour protéger la charge utile pendant la rentrée. Bien que des essais approfondis en laboratoire aient pu prouver la justesse de l'approche adoptée pour combattre le problème de la rentrée dans l'atmosphère, les scientifiques de l"'Army Ballistic Missile Agency" (ABMA) ont estimé qu'il était nécessaire d'effectuer des essais en vol afin que le cône de nez nouvellement développé puisse être testé dans un environnement de rentrée réel. Pour ces essais, l'Agence a utilisé la fusée composite, proposée pour la première fois dans le cadre du projet Orbiter. Malgré le fait que le véhicule était un Redstone modifié, l'ABMA l'a désigné sous le nom de Jupiter-C en raison de son utilisation dans le programme de développement de Jupiter. L'étage final, destiné à mettre en orbite un satellite dans son ancienne configuration, a été remplacé par un cône de nez Jupiter à échelle réduite. En tant que véhicule composite, il se composait d'un booster Redstone allongé comme premier étage et d'un arrangement en grappe de fusées Sergeant à échelle réduite dans les deux étages solides. Plusieurs de ces fusées ont été assemblées, mais seules trois d'entre elles ont volé en tant que véhicules d'essai de rentrée Jupiter ("RS-27" le , "RS-34" le , et "RS-40" le ). Les trois vols ont été considérés comme réussis, mais ce n'est qu'au cours du dernier tir que le cône de nez a été récupéré, après son impact en un point situé à kilomètres du point de lancement. Pendant son vol, le cône de nez a atteint une altitude de et a survécu à des températures de plus de 1093°C pendant la rentrée dans l'atmosphère. Premier objet à être récupéré dans l'espace, le cône de nez a été montré à la télévision nationale par le Président et a ensuite été placé en exposition permanente à la "Smithsonian Institution".


title: PGM-11 Redstone

text: Ernst Stuhlinger, de l"'Army Ballistic Missile Agency" (ABMA), a révélé dans un discours prononcé lors du symposium scientifique de l'armée à l'Académie militaire des États-Unis, à West Point, dans l'État de New York, en , que pratiquement tous les composants nécessaires au lancement réussi d'un satellite étaient disponibles à l'ABMA. Ces composants, a-t-il dit, provenaient du précédent projet Orbiter et étaient également disponibles dans le cadre du programme de véhicule d'essai de rentrée Jupiter-C. Il a également indiqué que l'ABMA disposait d'un programme d'évaluation de l'orbite, projeté pour la première fois par la Division du développement des missiles guidés en . Il s'agit d'un programme informatique qui fournit des données scientifiques sur l'aplatissement de la terre, sur la densité de la haute atmosphère et sur l'ionisation à haute altitude. Dans son discours, Ernst Stuhlinger a notamment fait remarquer que la charge utile de du missile d'essai à rentrée Jupiter-C pouvait être convertie en un quatrième étage de fusée et en un satellite terrestre artificiel. En déclarant que le programme projeté comprenait également des études sur les conditions atmosphériques élevées, sur les couches ionisées des grandes altitudes, sur la durée de vie des satellites, sur le champ de gravité terrestre, sur les études mathématiques des satellites en orbite, sur le matériel de récupération, sur les revêtements de protection des cônes de nez et sur les équipements de radiopistage et de télémétrie (tels que le micro-lock, un petit émetteur radio à ondes continues développé par le "Jet Propulsion Laboratoriy" pour le projet Orbiter), Stuhlinger a renforcé les rumeurs, très répandues à l'époque, selon lesquelles le département de l'armée était engagé dans un projet de satellite non autorisé. En raison de ces rumeurs, le secrétaire à la défense a ordonné au département de l'armée de s'abstenir de toute activité spatiale. Par la suite, le département a réaffirmé son étroite collaboration avec le programme Vanguard et a nié que l'un de ses programmes de recherche ait interféré avec les utilisations tactiques prévues du Redstone. Puis, l'Union soviétique lance Spoutnik I le . Un mois plus tard, l'Union soviétique mettait en orbite un deuxième satellite, plus grand, contenant la chienne Laïka. Dans ce pays, le projet Vanguard vacille lorsqu'il connaît des échecs répétés. Le secrétaire de l'armée de terre soumet alors au secrétaire à la défense une proposition de programme de satellites au cours du mois d'octobre. Il fait remarquer que huit missiles Jupiter-C sont disponibles et qu'avec une légère modification, ils seraient capables de lancer des satellites artificiels. Il a suggéré que le département de l'armée soit autorisé à poursuivre un programme de satellite en trois phases en utilisant ces Jupiter-C. La première phase du programme proposé prévoyait le lancement de deux missiles Jupiter-C dans lesquels le cône de nez serait remplacé par un quatrième étage contenant des instruments qui seraient emballés dans un conteneur cylindrique le satellite. Dans la deuxième phase du programme proposé, l'armée lancerait cinq des missiles Jupiter-C qui orbiteraient des satellites équipés d'installations de télévision. La troisième et dernière phase du programme proposé impliquait également le lancement d'un Jupiter-C. Le cône de nez de ce missile devait être fixé sur le satellite. Dans celui-ci, le cône de nez serait remplacé par un satellite de surveillance de 136 kilogrammes. Le , le Secrétaire à la Défense ordonna au Département de l'Armée de modifier deux missiles Jupiter-C et de tenter de placer un satellite terrestre arti2ciel en orbite avant . Quatre-vingt-quatre jours plus tard, le 31 janvier 1958, l'ABMA mettait en orbite le premier satellite américain, Explorer I. Le lancement fut un succès. Après ce lancement réussi, cinq autres de ces missiles Jupiter-C modifiés (redésignés par la suite Juno I) ont été lancés pour tenter de placer d'autres satellites Explorer en orbite. Trois de ces tentatives se sont soldées par un échec. Il s'agit de Explorer II, RS-26, le , Explorer V, RS-47, le et Explorer VI, RS-49, le . Les deux autres réussites sont Explorer III, RS-24, le et Explorer VI, RS-44, le . Au cours de ce programme de satellites, le Département de l'Armée a recueilli une grande quantité de connaissances sur l'espace. Explorer I a recueilli et transmis des données sur les densités atmosphériques et l'aplatissement de la Terre. On se souvient surtout de sa découverte de la ceinture de rayonnement cosmique de Van Allen. Explorer III a également recueilli des données sur la densité atmosphérique, tandis qu'Explorer IV a collecté des mesures de rayonnement et de température


title: PGM-11 Redstone

text: Le projet de démonstration de la faisabilité de la télévision est un projet de recherche qui pourrait être utilisé dans les futurs programmes spatiaux ainsi que dans les applications militaires. L'"Army Ballistic Missile Agency" (ABMA), sous la direction du chef de la recherche et du développement, a proposé un programme de développement visant à déterminer la faisabilité de l'utilisation de systèmes de télévision embarqués dans les missiles pour évaluer les dommages causés aux cibles. Cette proposition, faite en , trouve son origine dans les études d'évaluation des dommages causés aux cibles et de surveillance de JANUS « B ». En outre, le commandement de l'armée continentale avait exprimé le besoin d'un tel système et le Bureau du chef des transmissions avait manifesté son intérêt pour le projet. Le Bureau du chef de l'ordonnance a reçu l'approbation du projet proposé par le Département de l'Armée le . Il a ensuite confié la responsabilité globale des systèmes à l"'Army Ordnance Missile Command", tandis que l'ABMA est devenue le directeur du projet. Le "Signal Corps" a également participé en tant qu'agence responsable du développement de la caméra de télévision, de l'émetteur et des composants du récepteur au sol. Et comme le Redstone était disponible pour les essais de démonstration de faisabilité, il a été choisi pour le projet puisque l'objectif global était de montrer qu'une unité de télévision pouvait être utilisée avec succès dans un missile tactique pour fournir à un commandant sur le terrain une évaluation instantanée de la performance des missiles tirés sous sa direction. La "Chrysler Corporation Missile Division" a conçu et construit le véhicule de reconnaissance télévisuel en modifiant le nez de rentrée de Jupiter. La "Radio Corporation of America" a développé et équipé les capsules avec le matériel de télévision. La technique employée par le système consistait essentiellement à éjecter la capsule (contenant la caméra de télévision et l'émetteur) de la base du corps de Redstone. La capsule au nez émoussé traînait derrière le corps de rentrée de sorte qu'au moment de l'impact de la charge utile, la capsule se trouvait encore à une altitude d'environ 13 kilomètres. Cinq essais en vol ont prouvé la faisabilité du système. Les deux premiers essais en vol ont utilisé des modèles expérimentaux tandis que les trois derniers étaient des modèles prototypes. Le premier essai en vol, le à la base aérienne d'Eglin, en Floride, a utilisé un avion B-57 pour larguer la capsule. Quatre missiles Redstone Block II, CC-2011, CC-2014, CC-2021 et CC-2022, ont été utilisés lors des autres essais. Ces missiles, tous de la série d'essai Ingénierie-Utilisateur, ont été mis à disposition pour le projet en plus de leur utilisation comme tirs d'entraînement des troupes au White Sands Missile Range. En résumé, le projet s'est avéré être un succès incontestable en démontrant qu'un véhicule de reconnaissance télévisuel pouvait être utilisé pour surveiller la zone d'impact des missiles tactiques. Il a également démontré une fois de plus la fiabilité et la flexibilité du système du missiles Redstone.


title: PGM-11 Redstone

text: Le projet d'armement spécial des forces armées et le ministère de la défense ont décidé en d'étudier les effets des détonations nucléaires à très haute altitude. Ils ont créé un programme d'essai qu'ils ont appelé « Operation Hardtack » pour mener à bien un projet de recherche complet. En , puis en février, des membres de l'Army Ballistic Missile Agency (ABMA) assistent à des conférences sur l'opération Hardtack et tentent de persuader l<nowiki>'</nowiki>"Armed Forces Special Weapons Project" d'utiliser les missiles Redstone dans l'opération Hardtack. Ils ont fait valoir la fiabilité et la précision éprouvées du Redstone pour justifier son utilisation pour transporter les engins nucléaires à faire exploser dans l'opération. Enfin, lArmed Forces Special Weapons Project" a demandé à l'ABMA de participer à l'opération et, ce faisant, de tirer deux missiles Redstone qui feraient exploser des ogives nucléaires à des altitudes spécifiées. À l'origine, l'île How dans l'atoll de Bikini a été choisie pour les tirs d'essai des deux missiles Redstone. Toutefois, ce choix a ensuite été remplacé par l'île Johnston. En vue de l'opération, l'ABMA a modifié trois missiles Redstone, "RS-50", "51" et "53", pour les utiliser lors des essais. Les missiles "CC-50" et "CC-51" étaient prévus pour une utilisation réelle tandis que le "53" étai de réserve. Chaque missile transportait quatre ensembles d'instructions externes appelés « pods » qui étaient éjectés à des moments prédéterminés de la trajectoire de vol des missiles. Après l'éjection, chaque module a suivi sa propre trajectoire balistique pour recueillir des données sur les effets de l'explosion nucléaire. L'opération s'est terminée avec succès avec les lancements du "CC-50" le et du "CC-51" le . Le premier missile a fait exploser son ogive à une altitude de plus de tandis que le second a explosé à une altitude de plus de . Lors de cette opération, le Redstone est devenu le premier missile balistique à faire exploser une ogive nucléaire."'


title: PGM-11 Redstone

text: Un projet intéressant sur lequel l"'Army Ballistic Missile Agency" (ABMA) a travaillé en relation avec le programme Redstone était le "Army Missile Transport Program". Ce projet a vu le jour après que l'ABMA ait recommandé au "Continental Army Command" d'établir des exigences militaires pour l'utilisation du missile Redstone dans le transport de cargaisons et de personnel. Dans un premier temps, le "Continental Army Command" a fait part de son manque d'intérêt pour la recommandation formulée en par l'ABMA. Néanmoins, le "Army Ordnance Missile Command" a demandé à l'ABMA de poursuivre ses études dans ce domaine. Puis, le 28 novembre 1958, le "Continental Army Command" a recommandé au chef d'état-major adjoint pour les opérations d'établir des objectifs de développement du combat pour l'utilisation des missiles pour le soutien logistique dans les théâtres d'opérations. l'ABMA a poursuivi ses travaux pendant une année supplémentaire avec des études sur les applications possibles des missiles logistiques. À la suite de ces études, l'ABMA a conclu que les fusées de transport de fret et de troupes fourniraient la maniabilité et le soutien logistique souhaités pour l'armée moderne. Cette constatation a été appuyée par les résultats d'une étude réalisée par le "Transportation Corps Combat Development Group". Elle reconnaissait la nécessité de réapprovisionner les troupes en missiles et recommandait leur développement. Le programme de transport de missiles de l'armée n'a cependant pas obtenu de soutien supplémentaire et rien n'a suivi.


title: PGM-11 Redstone

text: Sans aucun doute, l'accomplissement le plus spectaculaire de la Redstone a été son succès sans réserve dans le projet Mercury de la "National Aeronautics and Space Administration" (NASA). La participation de la Redstone au projet Mercury est le résultat d'une série d'actions et d'événements plutôt sournois. En , lors d'une réunion à l"'Army Ballistic Missile Agency" (ABMA), il y a eu des discussions sur une proposition, faite par le département de l'armée, pour un projet conjoint de l'armée, de la marine et de l'armée de l'air pour placer un homme dans un environnement spatial et le ramener en toute sécurité sur terre. Le titre préliminaire du projet était « "Man Very High »" En avril, le département de l'Air Force a décidé de ne pas participer au projet. Par la suite, le département de l'armée a décidé de redésigner le projet sous le nom de « projet Adam » et a proposé qu'il soit uniquement un projet de l'armée. La proposition officielle du projet a été soumise au Bureau, chef de la recherche et du développement le . Le secrétaire de l'armée de terre a transmis la proposition du projet Adam à l'Agence des projets de recherche avancée en mai et a recommandé que cette agence approuve la proposition et fournisse les fonds pour le projet. Le , le directeur de l'Agence des projets de recherche avancée a indiqué dans un mémorandum adressé au secrétaire de l'armée que le projet Adam n'était pas considéré comme nécessaire au programme "Man in Space" alors en cours. Tel qu'il était proposé, le projet Adam visait à envoyer un homme à une altitude de 278 à dans une capsule de récupération spéciale qui serait montée sur un missile Redstone. Une grande partie de la recherche connexe avait déjà été effectuée à l'ABMA.


title: PGM-11 Redstone

text: L'équipements pour l'enregistrement de données, la photographie et la transmission d'informations entre la Terre et le véhicule spatial ont déjà été développés. Des études de faisabilité sur la miniaturisation de l'équipement d'enregistrement et de photographie, sur la communication et l'acquisition de données, sur le contrôle et le guidage à distance, sur l'informatique et la surveillance électronique continue, et sur l'éjection à haute vitesse étaient également déjà terminées. Par conséquent, lorsque la NASA a demandé des discussions sur l'utilisation possible des missiles Redstone et Jupiter en soutien à son projet de satellite habité, le département de l'armée était prêt à coopérer. La planification globale du projet Mercury prévoyait l'utilisation de la Redstone uniquement à titre de mesure préliminaire. En raison des objectifs du projet (placer une capsule spatiale habitée en vol orbital, étudier les capacités de performance et de survie de l'homme dans un véritable environnement spatial, et ramener la capsule et l'homme sur terre en toute sécurité), la NASA a choisi d'utiliser le Redstone, pour les vols de recherche et de développement de la capsule Mercury et les premiers vols suborbitaux habités, car il avait une fiabilité éprouvée. Le , la NASA a demandé à l'ABMA huit missiles Redstone pour le projet Mercury. En accord avec la NASA, ces huit missiles ont été assemblés par la "Chrysler Corporation Missile Division" à l'usine de missiles de l'ordonnance du Michigan et expédiés à l'Arsenal de Redstone où l'ABMA a été chargée de les assembler et les expédiés à l'Arsenal de Redstone où l'ABMA a effectué la vérification finale du booster. l'ABMA a également installé un système de récupération du booster utilisant un parachute et un système de détection d'avortement au cours de la procédure de vérification finale, en plus d'accoupler la capsule Mercury au Redstone. Le Redstone a dû subir de nombreuses modifications avant de pouvoir être utilisé dans son rôle de transport d'hommes. Au total, quelque 800 changements ont été apportés à la conception et aux caractéristiques de performance de Redstone. Par exemple, la longueur de l'unité de poussée a été augmentée de pour permettre une plus grande capacité de carburant. Cela a porté la longueur du véhicule à , y compris la capsule Mercury de de long, et a ajouté de temps de combustion tout en augmentant la masse au décollage à . Un nouveau compartiment d'instruments a également été prévu pour le système de détection automatique d'urgence. Trois lancements de Mercury-Redstone ont précédé le premier vol habité avec le système.Lors du premier, , une défaillance électrique a empêché la réussite de sa mise à feu lors de la première tentative. Après avoir été remis en état, il a été lancé avec succès le et a prouvé les capacités opérationnelles du système dans un environnement spatial. Le second, Mercury-Redstone 2, le , transportait un chimpanzé nommé Ham pour un vol similaire. Ham a survécu à la mission sans encombre. Le premier vol habité, Mercury-Redstone 3, a eu lieu le lorsque le capitaine de frégate Alan B. Shepard, Jr. de l'USN, a pris place à bord de la capsule pour un vol suborbital jusqu'à une altitude de et une portée de . Ce vol a démontré que l'homme était capable de contrôler un véhicule spatial pendant des périodes d'apesanteur et de stress gravitationnel élevé. Le dernier vol Mercury-Redstone, également un vol suborbital habité, a transporté le capitaine Virgil I. Grissom, USAF, à une altitude de et l'a fait atterrir en toute sécurité à de distance. Deux missiles Redstone que la NASA a achetés pour le projet Mercury n'ont pas été affectés à des missions et n'ont donc pas été utilisés dans le cadre du projet. Un autre, désigné MRBD pour "Mercury Redstone Booster Development", a été lancé le comme vol de développement d'un booster non habité. Les six missiles Redstone utilisés dans le projet Mercury ont tous fonctionné avec succès et ont démontré une fois de plus la fiabilité du missile Redstone.


title: PGM-11 Redstone

text: En avril 1957, l"'Army Ballistic Missile Agency" commença le développementd'un lanceur moyen, nommé le Super-Jupiter. Ce lanceur est capable de placer en orbite basse une charge utile d'une masse comprise entre , et la possibilité à des sondes spatiales d'une masse comprise entre , à atteindre la vitesse d'évasion. À cette époque, les lanceurs les plus puissants (Les Thor, le Juno II, et les Atlas), ne pouvaient que mettre en orbite. Cette capacité pourrait être portée à grâce à des ergols de haute énergie dans les étages supérieurs. Toutefois, ces moteurs-fusées, propulsés par des ergols conventionnels, ne seraient pas disponibles avant deux ans. La version haute énergie ne sera disponible que vers 1961 - 1962. Compte tenu de l'urgence des besoins du Ministère de la Défense en matière pour le transport de satellite lourd, une nouvelle catégorie de propulseurs et d'équipements associés doit être développée dans des délais très courts, tout en maintenant les coûts dans les limites du Ministère.


title: PGM-11 Redstone

text: Le Redstone de design préliminaire à une longueur de pour un diamètre général de . La section de corps est longue au total de , la section centrale est longue de et l'unité de queue de . L'unité de corps a un diamètre de à la base et au sommet.


title: PGM-11 Redstone

text: La masse du missile préliminaire à vide est de . La masse de l'oxygène liquide est de , pour l'alcool éthylique et pour le peroxyde d'hydrogène, ce qui fait une masse au total (au décollage du missile) de .


title: PGM-11 Redstone

text: Le Redstone préliminaire est équipé d'un moteur-fusée NAA Rocketdyne 75-110 A de plus de (), et fonctionnent pendant (ce qui doit au moteur-fusée le nom de « 75-110 »), ayant une impulsion spécifique de . Il consomme de peroxyde d'hydrogène, et le taux de consommation des ergols (oxygène liquide et alcool éthylique) est de .


title: PGM-11 Redstone

text: Le missile à une portée de , un temps de vol de approximative de , une vitesse de coupure approximative de , une altitude approximative au sommet de , et une portée approximative du booster de .


title: PGM-11 Redstone

text: Le missile est constitué de deux parties : Le "body unit" (le corps) et le "thrust unit" (l'unité de poussée). Le corps est lui-même composé de deux parties : le "warhead" (tête nucléaire) (aussi dit "nose") et le "aft unit" (l'arrière, l'arrière du corps). Le compartiment des instruments de contrôle et de navigation est logé dans l'arrière du corps. L'unité de poussée est composée de deux parties : le "center unit" (l'unité centrale) et le "tail unit" (unité de queue). L'unité centrale loge les réservoirs d'alcool éthylique et d'oxygène liquide, tandis que l'unité de queue loge le moteur-fusée. les emplacements du composant de missile sont appelés avant pour le composant situé vers le nez du missile et après pour ceux situés vers la queue. Vu depuis la queue du missile, la localisation des composants peut également être spécifié par rapport aux vannes d'aires et gouvernails.


title: PGM-11 Redstone

text: L'unité nez contient la charge utile (bombe nucéaire). D'une hauteur de 4,62 m (15 pieds 5 pouces), d'une largeur à la base de 1,60 m (5 pieds 3 pouces), d'un diamètre intermédiaire de 1,37 m (4 pieds 6 pouces) et d'un diamètre au sommet de 0,61 m (2 pieds), il est construit à partir d'une peau d'acier allié rivetée et soudée à une structure d'anneaux, de cloisons et de longerons. Toutes les surfaces extérieures ont été peintes avec du chromate de zinc pour assurer une protection contre la corrosion. Le cadre annulaire le plus à l'avant était conçu comme une bride de montage pour la fusée de proximité qui était fixé au nez de l'appareil à l'aide de six vis mécaniques. L'anneau le plus à l'arrière de la section de l'ogive avait une surface à bride pour l'accouplement du nez à l'unité arrière. La section de l'ogive comportait quatre raccords à bille sur son anneau antérieur arrière qui se boulonnaient dans les raccords correspondantes de l'unité arrière, alignant et fixant les deux unités. Quatre boulons de fixation supplémentaires qui ne s'inséraient pas dans les raccords à rotule étaient également utilisés. Un joint en caoutchouc de silicone a été installé entre le nez et l'unité arrière pour assurer l'étanchéité à l'air.


title: PGM-11 Redstone

text: Un support métallique de forme conique, utilisé comme l'une des surfaces de montage de la charge utile, était situé près de l'extrémité avant de la section de l'ogive. Le support de la charge utile arrière du compartiment de la charge utile était plat et comportait une ouverture circulaire dans sa section centrale. La section centrale ouverte de ce support permettait d'accéder au compartiment de la charge utile pour l'entretien et était recouverte par la base de la charge utile. La base de la charge utile reposait sur un joint en caoutchouc de silicone pour assurer l'étanchéité à l'air. Ce joint était nécessaire car le support de la charge utile constituait également l'extrémité avant du compartiment des instruments pressurisés de l'unité arrière.


title: PGM-11 Redstone

text: Deux portes situées à l'extrémité arrière du nez de l'unité donnaient accès à la cloison arrière du compartiment de la charge utile. Ces portes étaient également munies de joints en caoutchouc de silicone pour assurer l'étanchéité à l'air.


title: PGM-11 Redstone

text: La bombe nucléaire utilisée pour le Redstone est le W39. Les deux versions sont la Mk-39Y1 Mod 1 et la Mk-39Y2 Mod 1.


title: PGM-11 Redstone

text: L'unité arrière contient le système de guidage et 4 ailettes et de RCS utilisées pour diriger l'ogive vers sa cible. D'une hauteur de 2,84 m (9 pieds 4 pouces), d'une largeur de 2,64 m (8 pouces 8 pieds) avec les ailettes, d'une largeur de 1,78 m (5 pieds 10 pouces) à sa base et 1,60 m (5 pieds 3 pouces) à la jonction avec l'unité de nez, il était constituée d'un revêtement en acier allié riveté à une structure de cadres annulaires. Il était constitué de 2 parties, qui sont distinguées par une cloison étanche renforcée :


title: PGM-11 Redstone

text: Deux grandes portes, équipées de joints en caoutchouc silicone assurent une étanchéité à l'air, permettant d'accéder au compartiment des instruments. Une porte d'accès dans la section de la jupe permettait d'accéder à l'équipement lorsque l'unité arrière était accouplée à l'unité de poussée. Les deux sphères à haute pression sont desservies au sol via une conduite de remplissage à haute pression à partir de l'unité de poussée. La sphère d'alimentation du palier à air contenait 28316,8 cm (un pied cube) et la sphère d'alimentation de la buse à jet tenait 42475,3 cm (1,5 pied cube).


title: PGM-11 Redstone

text: Des buses à jet, situées sur les contreforts des aillerons, permettaient de contrôler l'attitude spatiale lorsque les aubes d'air dépassaient un angle de ± 5 degrés. La pression d'air a été réduite de 3 000 psi au niveau de la sphère d'alimentation à 300 psi par un régulateur de pression, après quoi l'air passe à un collecteur et aux électrovannes de la buse à jet.


title: PGM-11 Redstone

text: La deuxième sphère fourni un système d'alimentation en air et de contrôle de la température pour la plate-forme stabilisée ST-80 dans le compartiment des instruments. Lorsque la plate-forme stabilisée était en fonctionnement, les pendules, les accéléromètres et les gyroscopes stabilisateurs étaient alimentés en air séché à un débit de 11 scfm à une pression de 32,5 psi.


title: PGM-11 Redstone

text: L'unité de poussée est longue de dans sa totalité par . Elle est composée de l'unité centrale et de queue.


title: PGM-11 Redstone

text: L'unité centrale héberge les réservoirs d'oxygène liquide (LOx) et d'alcool pour alimenter en carburant et comburant le moteur-fusée. D'une hauteur de 9,78 m (32,08 pieds) pour une largeur de 1,78 m (5 pieds 10 pouces), il est réalisé en aluminium léger, car il n'est pas conçu pour survivre à la rentrée atmosphérique lors de sa séparation.


title: PGM-11 Redstone

text: L'unité centrale contenait toute la plomberie des réservoirs d'ergols. Il y avait des raccords externes pour un évent d'oxygène liquide et pour les lignes de remplissage/vidange de d'oxygène liquide et d'alcool. Le réservoir d'alcool, situé en haut de l'unité, était desservi par un conduit qui traversait le réservoir d'oxygène liquide aboutissait à la cloison séparant les compartiments des réservoirs. La conduite d'évent d'oxygène liquide remontait le long de la paroi du réservoir LOx et se terminait juste avant la cloison de séparation. La conduite de remplissage/vidange d'oxygène liquide était simplement fixée en bas du réservoir. Un conduit traversait également les deux réservoirs pour transporter le faisceau de câbles général et les lignes pneumatiques qui reliaient les composants pneumatiques et électriques situés à l'avant des réservoirs à ceux situés dans l'unité arrière.


title: PGM-11 Redstone

text: L'anneau du cadre avant de l'unité comprend six supports qui recevaient les raccords à billes de l'unité arrière afin d'aligner les deux composants et de fixer l'unité arrière à l'unité centrale. Des portes d'accès aux vis explosives situées en ligne avec chaque prise permettaient d'installer les vis explosives depuis l'extérieur du missile ; l'unité de poussée (l'unité centrale plus l'unité arrière) est larguée après la l'extinction du moteur.


title: PGM-11 Redstone

text: L'extrémité avant de l'unité centrale comportait également quatre tiges de verrouillage des ailerons de l'unité arrière qui se prolongeaient vers l'avant à partir de la section centrale pour rejoindre les quatre tiges de verrouillage des ailerons. Les tiges de verrouillage des ailerons maintenaient les aubes de l'unité arrière dans une position fixe jusqu'à la séparation du missile en vol. Au moment de la séparation, les tiges de verrouillage des aubes sont retirées des quatre actionneurs de l'unité arrière et les aubes sont laissées libres de fonctionner.


title: PGM-11 Redstone

text: Le cadre annulaire arrière comportait quatre patins en acier sur lesquels le support du moteur était boulonné et 20 supports de connexion qui fixaient l'unité centrale à l'unité de queue.


title: PGM-11 Redstone

text: L'unité de queue comprend principalement le moteur-fusée, les ailettes, et les aubes en carbones, ces deux derniers servant au contrôle de la fusée durant la phase d'ascension dans l'atmosphère terrestre. C'est une structure en aluminium riveté large de 2,90 m (9 pieds 6 pouces) sans compter les ailettes, et haute de 2,82 m (9,27 pieds). L'unité abrite des composants électriques et deux ensembles de sphères triplex à haute pression qui servaient au système pneumatique. Des faisceaux de câbles montés sur le côté de l'unité reliaient le système électrique aux connecteurs situés au-dessous des ailerons numérotés II, III et IV. L’aileron II comprend 2 connecteurs de réseau tactique, le III le connecteur de charge utile, le connecteur de mesure et enfin le connecteur de guidage. L'aileron IV comprend lui un connecteur de coupure d'urgence, un connecteur d'alimentation en courant alternatif, et un connecteur d'alimentation en courant continu.


title: PGM-11 Redstone

text: Deux trappes situées sur les côtés opposés permettaient d'accéder à l'intérieur de l'unité. Huit connecteurs électriques situés sur la face arrière des ailes reliaient le réseau électrique général de bord du missile au réseau au sol. Pour éviter que le souffle du moteur endommage les connexions lorsqu'ils sont rompu au moment où le missile quitte son pas de tir au décollage, des capuchons à ressort recouvraient les extrémités des connecteurs.


title: PGM-11 Redstone

text: L'unité de queue comporte deux autres raccords ombilicaux, situés à 180° l'un de l'autre. La première était une prise de réapprovisionnement en oxygène liquide (LOx), abritant un raccord qui se connectait à la valve de remplissage et de vidange du circuit du LOx et était utilisé pour remplir le réservoir de ce dernier. La prise comportait également une plaque qui recouvrait un orifice du système d'aération, utilisé pour faire circuler l'air dans l'unité afin d'éviter la condensation lorsque le missile était stocké. Le second raccord ombilical sur l'unité de queue était le balcon de couplage pneumatique multiple. Cet ombilical permettait la commande au sol des systèmes pneumatiques embarqués, y compris le remplissage des sphères a haute pression, la pressurisation du réservoir en LOx, la commande de réapprovisionnement en LOx, la conduite de bouillonnant d'alcool, la la pressurisation du réservoir d'alcool de l'igniteur, le contrôle de l'évent d'alcool et la détection d'alcool. Il abritait également la ligne de purge de l'injecteur d'alcool et la ligne de vidange du joint d'alcool.


title: PGM-11 Redstone

text: Le support du moteur est un cadre soudé en tube d'acier qui est boulonné à l'unité centrale. Le support transmet la poussée produite par le moteur au cadre annulaire arrière de l'unité centrale. Des cales sont utilisées entre le support moteur et le moteur pour aligner le moteur. En plus de supporter le moteur-fusée, le support moteur est utilisé pour supporter la turbo-pompe, le réservoir de peroxyde d'hydrogène et d'autres composants liés à l'unité de propulsion. Le moteur est du type à propulsion liquide, à poussée fixe, composé d'une chambre de poussée produisant une poussée nominale de . Le moteur est conçu pour fournir cette poussée pendant une durée d'étage principal de . Le carburant pour le moteur est un mélange d'alcool et d'eau avec de l'oxygène liquide comme oxydant. Le refroidissement est effectué de manière régénérative en utilisant le carburant alcoolisé comme liquide de refroidissement. Le carburant et le comburant sont acheminés vers la chambre de poussée par une turbopompe à deux étages qui entraîne les pompes de carburant et d'oxygène liquide. La turbopompe est alimentée par la vapeur générée par la réaction du peroxyde d'hydrogène et du permanganate de potassium dans le générateur de vapeur de peroxyde.


title: PGM-11 Redstone

text: La trajectoire du Redstone repose sur 2 trajectoires théoriques : la première est la trajectoire de référence, une trajectoire balistique pure partant du pas de tir jusqu'à la cible. La trajectoire peut être comparé comme celui d'un boulet de canon. Pour atteindre la cible, le canon devrait être incliné à un certain angle, et toute sa vitesse doit être conférée au moment où il est tiré. Hors, le missile Redstone ne peut remplir aucune de ces contraintes. Le missile doit être tiré à la verticale, et sa vitesse doit être conféré pendant sa phase d'ascension, de l'allumage à la coupure du moteur. La solution consiste à rapprocher le point de lancement de la cible. Le missile peut alors être tiré depuis une position verticale et programmé ou incliné dans la trajectoire de référence. Si la vitesse du missile, au moment où il entre dans la trajectoire de référence, est la même que la vitesse théorique du missile à ce point, le résultat final sera le même; les deux missiles atteindront la cible. Cette seconde trajectoire est nommé la trajectoire standard. C'est cette trajectoire que le missile doit emprunter.


title: PGM-11 Redstone

text: La véritable trajectoire suivit par le missile est dites la trajectoire réelle, celle que le missile suit, y compris toutes les déviations et corrections. Le vol parfait serait celui où les trajectoires standard et réelle coïncideraient en tout point. Ce vol parfait est impossible à cause des variations de traînée, de poussée, de vent et d'autres facteurs d'influence. La fonction du système de guidage et de contrôle est de faire coïncider les trajectoires réelle et standard à l'impact.


title: PGM-11 Redstone

text: Le vol du missile Redstone est divisé en quatre. La Phase I est la partie du vol qui s'étend du lancement à la coupure du moteur. Dès le lancement, le missile s'élève verticalement et est ensuite incliné pour intercepter la trajectoire de référence. Pendant la première partie de la Phase I, le missile est contrôlé par quatre aubes en carbone situées dans le souffle du moteur. Lorsque le missile a atteint une vitesse suffisante pour devenir aérodynamiquement stable, quatre gouvernails d'air situés à des points équidistants autour de l'extérieur de la section de queue prennent alors le relais. La transition de la commande des ailettes en carbone aux gouvernes de direction est toutefois graduelle, car les ailettes et les gouvernes de direction sont entraînées par le même actionneur et tournent simultanément. Au moment de la coupure, le missile sera hors de l'atmosphère terrestre et aura une vitesse suffisante pour atteindre la cible. La coupure se produira entre 96 et après le lancement, selon la portée.


title: PGM-11 Redstone

text: La Phase II commence avec la coupure du moteur et se termine avec la séparation du corps de l'unité de poussée; la séparation du missile a lieu après le lancement.


title: PGM-11 Redstone

text: La Phase III commence à la séparation et se termine à un point appelé Q, le point où le missile rerentre dans l'atmosphère terrestre. Cette partie du vol se déroule en dehors de l'atmosphère terrestre et est donc la phase de vol spatial. Pendant le vol spatial, le contrôle du missile doit être assuré par un dispositif de type action-réaction, car tout dispositif aérodynamique serait inutile en raison de l'absence d'air pour la portance. Ces dispositifs de contrôle sont des jets d'air qui sont situés autour de la circonférence de la section de la jupe.


title: PGM-11 Redstone

text: La Phase IV est la phase entre le point Q à l'impact et est généralement appelée « phase de plongée ».


title: PGM-11 Redstone

text: Le Redstone, comme tout autre missile, possède six degrés de liberté : trois angulaires et trois translatoires. Le missile est libre d'effectuer des mouvements de tangage et de lacet autour de son centre de gravité et de roulis autour de son axe longitudinal. Il est également libre de se déplacer vers la droite et la gauche, vers le haut et le bas, ou vers l'avant et l'arrière. Les trois mouvements angulaires concernent l'attitude du missile et sont donc des fonctions de contrôle; les trois mouvements de translation concernent le déplacement physique du missile et sont donc des fonctions de guidage. C'est la distinction entre le guidage et le contrôle. Le système de guidage et de contrôle du Redstone est capable de mesurer tout écart d'attitude ou tout déplacement par rapport à la trajectoire standard. Ceci est accompli par l'utilisation d'une plate-forme stabilisée connue sous le nom de ST-80. Le ST-80 fournit au missile un cadre de référence fixe dans l'espace. La plate-forme est stabilisée sur le site de lancement et maintient une référence, tout au long du vol, fixée dans l'espace à l'horizontale locale au moment du lancement. En plaçant des potentiomètres entre la plate-forme stable et la cellule du missile, on dispose d'un moyen pour détecter et mesurer la rotation angulaire du missile autour de cette référence. En utilisant trois potentiomètres, les erreurs dans les plans de tangage, de roulis et de lacet sont détectées et mesurées. Ces signaux d'erreur portent la désignation de signaux Φ (phi) et sont classés comme signaux d'erreur d'attitude. Avec une amplification et une distribution appropriées aux divers dispositifs de commande, ces signaux sont utilisés pour contrôler l'attitude du missile pendant le vol. Il existe un moyen par lequel le point de référence du potentiomètre de commande de tangage ou du potentiomètre de commande peut être modifié pendant le vol pour faire basculer le missile et lui faire suivre une trajectoire balistique. Cela est possible grâce à l'utilisation d'un dispositif de programmation qui envoie une série continue d'impulsions au système de stabilisation, provoquant le déplacement de la position zéro du potentiomètre de commande de tangage. Le système de contrôle du missile reconnaît ce déplacement du point zéro comme un signal d'erreur d'attitude et fait basculer le missile jusqu'à ce que le curseur du potentiomètre soit aligné sur le nouveau zéro. Ce processus est connu sous le nom de programmation de l'assiette et constitue le moyen par lequel le missile est amené à entrer dans une trajectoire balistique et à maintenir une assiette correcte pendant tout le vol. Afin de détecter sa position physique par rapport à la trajectoire standard, le missile Redstone est équipé de deux gyro-accéléromètres : un pour les mesures latérales et un pour les mesures de distance. L'accéléromètre latéral mesure les accélérations à droite ou à gauche de la trajectoire, et l'accéléromètre de distance mesure l'accélération le long de la coordonnée de distance. Par une première intégration de ces signaux d'accéléromètres, on obtient des informations sur la vitesse; une seconde intégration fournit des informations sur le déplacement.


title: PGM-11 Redstone

text: La première intégration a lieu dans l'unité d'accélérométrie elle-même. Les accéléromètres sont montés sur le ST-80 car c'est le seul composant du missile dont l'orientation ne change pas pendant le vol. Les axes sensibles des deux accéléromètres doivent être alignés sur leurs coordonnées de mesure. La coordonnée latérale est transversale par rapport au plan de la trajectoire. La coordonnée de distance est formée en traçant une ligne à partir du point de lancement pour couper à un angle de 90 degrés, une ligne tracée tangente à la trajectoire au point d'impact. L'angle formé par la coordonnée de distance et l'horizontale locale est l'angle epsilon (E) et varie de 20 à 43 degrés. L'accéléromètre de portée est aligné sur cet angle avant le lancement. Comme le montre le schéma fonctionnel de guidage et de contrôle, le système de guidage et de contrôle du Redstone est constitué de cinq sous-systèmes de base : Stabilisation, guidage, commande, programme et alimentation. Le système de stabilisation est composé du ST-80, du boîtier d'amplificateur d'alignement et du boîtier d'amplificateur de servo-boucle. Ces trois unités fournissent au missile une référence fixe dans l'espace. Le système de guidage contient les ordinateurs latéraux et de distance. Les deux ordinateurs, en conjonction avec leurs accéléromètres respectifs situés sur le ST-80, fournissent la position du missile par rapport à la trajectoire standard. Le système de programmation contient le dispositif de programmation et le commutateur de pas du missile et fournit une base de temps pour le missile. Le système d'alimentation est composé d'un onduleur de , de deux batteries de 28 volts à activation automatique et d'une alimentation en courant continu de . L'onduleur de 1800 voltampère (VA) fournit une sortie de 400 cps, triphasée, pour les composants du missile qui nécessitent une alimentation hautement régulée, comme le dispositif de programmation. Une batterie de est utilisée pour alimenter l'onduleur; l'autre batterie est utilisée pour les réseaux généraux. L'alimentation en courant continu de est utilisée pour tous les circuits de commande, comme les potentiomètres de commande. Le système de contrôle de Redstone utilise un ordinateur de contrôle, une boîte de relais, quatre actionneurs sur l'unité de poussée, quatre actionneurs sur l'unité de corps, et quatre ensembles de jets d'azote gazeux spatiaux, également situés sur l'unité de corps. Le contrôle d'attitude est maintenu à tout moment. Le guidage latéral est actif pendant les Phases I et IV. Le guidage en distance n'est actif que pendant la Phase IV, mais il calcule la coupure du moteur pendant la Phase I. La programmation est maintenue pendant tout le vol afin d'assurer une attitude correcte du missile. L'ordinateur de contrôle accepte ces signaux et les mélange dans des proportions appropriées pour les distribuer aux différentes surfaces de contrôle.


title: PGM-11 Redstone

text: Le dispositif du programme est un enregistreur à bande magnétique à trois canaux qui utilise une bande Mylar de 16 millimètres et . L'information est enregistrée sur la bande sous forme d'impulsions de 2 kc d'une durée de 50 millisecondes. Le canal fournit les impulsions pour la programmation du pas qui détermine la trajectoire du missile. Le Canal Il contient les impulsions pour le commutateur de pas du missile, qui est utilisé pour chronométrer la séquence de vol. Le Canal Il contient également le programme de plongée, qui est activé à et est utilisé pour le guidage terminal. Le Canal Ill est utilisé pour la télémétrie. Le mouvement de la bande est assuré par un moteur triphasé de 215 volts, 400 cps, couplé à des douilles de 16 millimètres par un différentiel mécanique. Ce moteur compense également la différence de vitesse lorsque la bande passe d'une bobine à l'autre. Lors de la première utilisation du programme, un ressort de freinage sur le moteur de la bobine crée une tension qui n'est relâchée qu'en cas de panne de courant. Cela augmente la fiabilité et empêche le déversement de la bande pendant le transport et le fonctionnement. Des amplificateurs à transistors, un pour chaque canal, amplifient les impulsions de la bande et les appliquent aux relais de sortie.


title: PGM-11 Redstone

text: La précision d'un missile à guidage inertiel, comme le Redstone, repose principalement sur la capacité du système de stabilisation à fournir et à maintenir, tout au long du vol, une référence fixée dans l'espace. Étant donné que les dispositifs de détection des erreurs de guidage et de contrôle sont montés sur cette référence fixe dans l'espace, il est évident qu'il faut des exigences rigoureuses pour maintenir cette référence. Le système de stabilisation peut être divisé en quatre unités : la plate-forme stabilisée ST-80, le boîtier amplificateur de servo-boucle, le boîtier amplificateur d'alignement et le panneau de commande du stabilisateur. La répartition suivante de chaque composant majeur du système de stabilisation indique l'emplacement des composants mineurs :


title: PGM-11 Redstone

text: Le moteur du rotor est un moteur synchrone à hystérésis qui utilise la masse du rotor du gyroscope comme rotor du moteur. Ce moteur tourne à et utilise un palier à air autour de l'axe de précession du gyroscope. Un cylindre intérieur séparé par de l'air du cylindre extérieur précède le gyroscope. La précession du gyroscope est provoquée par l'application d'un couple à la plate-forme et au gyroscope. Un capteur inductif est utilisé pour fournir un signal de sortie électrique qui indique que le gyroscope a précessé dans une direction ou dans l'autre.


title: PGM-11 Redstone

text: Le moteur du rotor est un moteur synchrone à hystérésis fonctionnant à . Il utilise un palier à air autour de l'axe d'entrée, ou axe sensible. Un poids ou une masse non équilibré(e) est monté(e) sur le cylindre intérieur. Lorsque la plate-forme subit une accélération ou une décélération, la masse déséquilibrée applique un couple au gyroscope et le fait précéder. Un émetteur synchro fixé à un engrenage de sortie sur l'axe de précession transmet l'information aux ordinateurs de guidage.


title: PGM-11 Redstone

text: Chacun de ces moteurs a une phase fixe, tandis que l'autre phase est fournie par les sorties des amplificateurs de servo respectifs. Les moteurs appliquent un couple entre la partie stabilisée de la plate-forme et l'arbre principal ou le missile.


title: PGM-11 Redstone

text: Ces amplificateurs sont pratiquement identiques. Ils reçoivent un signal d'entrée provenant des capteurs inductifs des gyroscopes stabilisateurs, l'amplifient, fournissent le déphasage nécessaire et transmettent le signal aux servomoteurs respectifs.


title: PGM-11 Redstone

text: Ces pendules sont utilisés pour mettre à niveau la plate-forme autour des axes X et Z. Chaque pendule est équipé d'une pièce qui se déplace sur un coussin d'air. Lorsque la plate-forme est parfaitement à niveau, les pendulettes sont positionnées à égale distance des deux extrémités des pendules, et la sortie électrique est nulle. Lorsque la plate-forme n'est pas de niveau, les linguets se déplacent vers l'une ou l'autre extrémité ; le mouvement produit une sortie électrique, dont la phase indique la direction dans laquelle la plate-forme n'est pas de niveau.


title: PGM-11 Redstone

text: Ce capteur est utilisé pour déterminer quand la partie stabilisée de la plate-forme (anneau porteur) est perpendiculaire à l'arbre principal. Il s'agit d'un transformateur de type Dual-C, avec une partie mobile du noyau (pièce polaire) fixée à l'anneau porteur. Lorsque la plate-forme est perpendiculaire à l'arbre principal, la sortie électrique est nulle. Le fait de s'écarter du zéro mécanique dans l'une ou l'autre direction produit une sortie électrique avec une phase indiquant la direction.


title: PGM-11 Redstone

text: Les potentiomètres de tangage, de roulis et de lacet sont utilisés pour fournir les vcltages des signaux d'attitude. Ces potentiomètres sont fixés sur la plate-forme de telle sorte que le corps et le balai se déplacent l'un par rapport à l'autre lorsque l'attitude du missile change par rapport à la plate-forme stabilisée.


title: PGM-11 Redstone

text: Cette unité contient un moteur de programme, un solénoïde de programme, l'engrenage associé et un résolveur. Il est utilisé pour faire avancer le potentiomètre de pas à une vitesse et une distance prédéfinies afin d'introduire un faux signal d'erreur dans l'ordinateur de commande. Cette unité reçoit du dispositif de programmation les impulsions nécessaires au fonctionnement du solénoïde de programmation. Lorsque le potentiomètre de commande de pas est tourné, le rotor du résolveur tourne également. Le résolveur effectue l'échange de signaux entre les capteurs inductifs des gyroscopes de roulis et de lacet et les amplificateurs d'asservissement de roulis et de lacet lorsque le missile passe de la verticale à l'horizontale et vice-versa.


title: PGM-11 Redstone

text: Ce dispositif est un ensemble motorisé qui positionne mécaniquement et verrouille ou déverrouille l'anneau porteur lorsque l'alimentation doit être coupée du système de stabilisation, ou après la mise sous tension du système.


title: PGM-11 Redstone

text: Le cardan interne est un système d'engrenages et de roulements situé en partie sur l'anneau porteur et en partie dans l'arbre principal. Ce système assure la liberté de mouvement de la plate-forme dans tous les axes.


title: PGM-11 Redstone

text: Ce circuit fournit une tension électrique pour égaliser et annuler une sortie du pendule si les nullités électriques et mécaniques ne coïncident pas.


title: PGM-11 Redstone

text: Les amplificateurs X, Y et Z reçoivent leur entrée des pendules ou du capteur inductif d'azimut, l'amplifient et l'appliquent aux bobines de torque de leurs gyroscopes respectifs.


title: PGM-11 Redstone

text: Lorsque la plate-forme fonctionne au sol, elle est fixée à un point dans l'espace. Lorsque la terre tourne, il y a un mouvement relatif entre la terre et la plate-forme, ce qui fait que les pendules et le capteur inductif produisent un courant. Le biais va coupler la plate-forme et la faire avancer au rythme de la terre pour la maintenir en coïncidence, et pour maintenir les sorties du pendule et du capteur inductif d'azimut à zéro.


title: PGM-11 Redstone

text: Dans l'état actuel de la technique, le missile doit être fixé mécaniquement à la plate-forme par le biais du système de cardan. Bien que la friction dans le système de cardan soit faible, elle n'est pas négligeable. En raison de cette friction, un couple est appliqué à la plate-forme lorsque le missile se déplace autour de son centre de gravité ou autour de son axe longitudinal. Le système de stabilisation a pour fonction d'appliquer un couple égal et opposé à la plate-forme pour contrebalancer le couple appliqué par les mouvements du missile, afin que la plate-forme ne dévie pas de sa position initiale. Il est important de noter que le système de stabilisation n'essaie pas d'empêcher le missile de dévier de sa trajectoire. Il empêche simplement la plate-forme d'être entraînée par le missile. Le mouvement relatif entre le missile et la plate-forme stabilisée est alors mesuré électriquement, et cette sortie est appelée le signal "Φ". Les accéléromètres intégrateurs montés sur la plate-forme sont utilisés pour détecter l'accélération et la décélération le long d'une coordonnée particulière. L'accéléromètre de distance détecte l'accélération et la décélération le long de la coordonnée de distance, et l'accéléromètre latéral détecte l'accélération et la décélération perpendiculaire à la trajectoire et dans le plan horizontal. Il est extrêmement important que ces accéléromètres ne changent pas leurs directions de mesure.


title: PGM-11 Redstone

text: La plate-forme stabilisée ST-80 utilise trois gyroscopes alimentés par des coussinets d'air. Les principes des phénomènes gyroscopiques sont ceux de la rigidité et de la précession. Les règles qui régissent leur action sont les suivantes :


title: PGM-11 Redstone

text: La figure ci-droite, premier partant du haut, montre le rotor d'un gyroscope typique. La flèche sur la jante indique le sens de rotation ou de rotation. Si un couple était appliqué au gyroscope en un point quelconque de l'arbre du rotor, il serait effectivement le même que si le couple était appliqué à un point de la jante dans le plan normal. La moitié inférieure de l'illustration montre le couple effectivement appliqué à différents points de la jante. Si le rotor tournait et que le point "A'" était le point du couple effectif, le rotor ne se déplacerait pas dans le plan du couple appliqué, mais plutôt à un point situé à 90 degrés de "A"' dans le sens de la rotation (point "A") et dans le même sens du couple. Ce phénomène n'est vrai que si le rotor est en rotation.


title: PGM-11 Redstone

text: Le principe du palier à air repose sur un flux d'air constant pour soutenir ou lubrifier la surface du palier. L'huile la plus légère disponible a une viscosité suffisante pour provoquer un signal de sortie erroné du capteur inductif du gyroscope. La figure IV-6 est un dessin idéalisé décrivant la méthode utilisée pour séparer une surface de roulement d'une autre par l'utilisation d'un flux d'air. L'utilisation de paliers à air sur l'axe de précession des gyroscopes stabilisateurs réduit les erreurs au minimum. Le premier problème du système de stabilisation consiste à mettre le ST-80 à niveau et à l'orienter ou le viser dans la direction de tir. Cette mise à niveau et ce pointage sont réalisés au moyen du circuit d'alignement et du circuit de stabilisation. Pour mettre la plate-forme à niveau par rapport à l'horizon local, les pendules x et z sont utilisés. En ce qui concerne la mise à niveau de l'axe de tangage, ou de l'axe z, le coulisseau du pendule z ne sera pas de niveau, ce qui produira une tension de sortie électrique avec une phase indiquant la direction de la mise à niveau. Cette tension est transmise à l'amplificateur de torsion, où elle est amplifiée et renvoyée aux bobines de torsion montées sur le gyroscope de stabilisation Z. Les bobines de torsion appliquent un couple de rotation à l'axe Z. Les bobines torques appliquent un couple au gyroscope, qui réagit en essayant de précéder autour d'un axe perpendiculaire à son axe de précession normal. La plate-forme réagit en commençant à se déplacer dans la direction de la précession du gyroscope. Le frottement du cardan entraîne alors la précession du gyroscope et du cylindre interne autour de l'axe de précession normal, et le capteur inductif est déplacé, ce qui produit une sortie électrique qui est envoyée dans l'amplificateur d'asservissement, où elle est amplifiée et renvoyée au servomoteur de tangage. Le servomoteur de tangage s'entraîne contre l'engrenage de tangage qui est monté efficacement sur l'arbre principal. Cela élimine la friction et permet à la plate-forme de tourner autour de l'arbre principal jusqu'à ce qu'elle atteigne le point où le pendule z devient de niveau et sa sortie est réduite à zéro. La même procédure est utilisée pour la mise à niveau du pendule Y.


title: PGM-11 Redstone

text: Le capteur inductif d'azimut détecte lorsque l'arbre principal de la plate-forme n'est pas perpendiculaire à l'anneau porteur. Le missile est orienté sur l'azimut de visée à l'aide du prisme de Porro et du théodolite. La plate-forme doit ensuite s'aligner sur le missile ou l'arbre principal. (L'arbre principal du ST-80 est fixé au missile). La procédure est la même que pour les canaux et z, à l'exception du dispositif de détection, c'est-à-dire le pendule par rapport au capteur inductif d'azimut. Dans les trois boucles, la fonction est de continuer à fonctionner jusqu'à ce que les pendules soient à niveau et que le capteur inductif d'azimut soit annulé. Ces boucles sont alors appelées « boucles de recherche de zéro ». Cependant, en raison de la rotation de la terre, des complications apparaissent tant que le missile est sur le lanceur. On considère que la plate-forme est correctement alignée et orientée uniquement lorsque les perdulums et le capteur inductif d'azimut ont une sortie nulle. En raison de la rotation de la terre, les pendules et le capteur inductif d'azimut ne seront jamais vraiment à zéro, car dès que le servomoteur s'arrête de tourner, la rotation de la terre bouleverse la condition zéro ou annulée. Par conséquent, la plate-forme ne pourra jamais être considérée comme correctement alignée. En raison de cette situation, des circuits de polarisation de la rotation de la terre ont été incorporés dans les boucles d'alignement. Des tensions sont préréglées à partir de l'équipement au sol et la valeur est prédéterminée et influencée par l'emplacement géographique du site de tir. Cette tension fait en sorte que les bobines de torsion tordent constamment les trois gyroscopes d'une quantité qui maintiendra la plate-forme parfaitement nivelée et orientée, maintenant ainsi les sorties du pendule et du capteur inductif d'azimut à zéro. Ce circuit d'alignement fonctionnera jusqu'au décollage et maintiendra la plate-forme fixée à la terre. Au décollage, les circuits d'alignement sont désactivés ; la plate-forme devient alors fixe dans l'espace. Les boucles de stabilisation maintiendront alors la plate-forme dans sa position de fixation spatiale. Fondamentalement, les trois boucles de stabilisation fonctionnent de manière identique. Le roulis et le lacet sont toutefois modifiés par l'utilisation d'un résolveur pour compenser l'échange des plans de torsion des deux servomoteurs lorsque le missile bascule d'une position verticale à une position horizontale. Si une rafale de vent provoque le basculement d'un missile s'élevant verticalement, un couple est appliqué à la plate-forme. Comme le mouvement de tangage s'effectue autour de l'axe Z de la plate-forme, le gyroscope Z détectera ce couple en raison de la friction du cardan autour de l'axe Z. La réaction du gyroscope sera la même que celle du gyroscope. Dès que le gyroscope se déplace de la moindre distance, le capteur inductif n'est plus annulé et, par conséquent, une tension de sortie est produite, qui présente une phase particulière indiquant la direction du couple appliqué à la plate-forme. La sortie est envoyée à l'amplificateur du servomoteur, amplifiée et renvoyée au servomoteur de tangage. Le boîtier du servomoteur de pas est monté sur l'anneau porteur de la plate-forme, tandis que l'arbre et l'engrenage entraînent un engrenage monté sur l'arbre principal de la plate-forme. La mise sous tension du moteur exerce un couple sur l'engrenage pour que l'anneau porteur se déplace dans une direction ou une autre autour de l'arbre principal. La sortie de l'amplificateur d'asservissement amène le servomoteur à appliquer un couple égal et opposé à celui provoqué par le mouvement du missile. La rapidité avec laquelle la boucle fonctionne permet à la plate-forme de ne se déplacer que très peu avant que la correction ne soit effectuée.


title: PGM-11 Redstone

text: La petite quantité d'erreur causée par le mouvement de la plate-forme est corrigée lorsque le couple du missile est supprimé. Le servomoteur se met alors à zéro, ou annule, le capteur inductif. Les canaux de lacet et de roulis fonctionnent de manière similaire, à l'exception suivante : les sorties des capteurs inductifs des gyroscopes X et Y alimentent un résolveur. La sortie du résolveur est ensuite transmise à l'amplificateur d'asservissement. La fonction du résolveur est de répartir les signaux d'entrée sur le canal approprié. Le plan dans lequel les servomoteurs de roulis et de lacet appliquent le contre-couple change en fonction de l'attitude du missile autour de l'axe de tangage. Étant donné qu'un missile qui ne suit pas une trajectoire verticale ou horizontale réelle appliquera généralement un couple (à la plate-forme) d'un angle tel qu'au moins deux gyroscopes détecteront le couple, il est évident que les deux servomoteurs seront entraînés. Le degré d'entraînement de chacun dépend de deux facteurs : I) le mouvement du missile lui-même, à savoir s'il s'agit d'un mouvement de roulis ou de lacet pur, ou d'un mouvement complexe impliquant à la fois le roulis et le lacet ; et 2) l'angle de la trajectoire, ou plus précisément, l'angle du rotor du résolveur. Par exemple, si le missile vole à un angle de 45 degrés et qu'il effectue une notion de lacet pur, les gyroscopes x et y détecteront tous deux le couple sur la plate-forme. Les deux gyroscopes produiraient une sortie vers le résolveur. Cependant, en raison du changement de plan des servomoteurs de lacet et de roulis, le moteur que nous devons entraîner pour contrer ce couple est uniquement le servomoteur de lacet. Sans le résolveur, les deux moteurs entraîneraient une quantité égale et le couple appliqué résultant ne serait pas exactement opposé au couple appliqué et notre référence serait perdue. En raison de l'action du résolveur, cependant, la seule sortie du résolveur sera celle vers le servoamplificateur et le moteur de lacet.


title: PGM-11 Redstone

text: Une fois la plate-forme stabilisée, le problème est de mesurer la déviation du missile par rapport à la référence. Pour ce faire, on utilise des potentiomètres de commande. Le corps d'un potentiomètre étant fixé à l'arbre principal et le curseur à l'anneau porteur, tout mouvement relatif entre les deux villages produit une tension de sortie. Cette tension sera soit positive soit négative par rapport à une tension de référence. La tension différentielle est transmise directement à l'ordinateur de contrôle, où elle est utilisée pour corriger l'attitude du missile. Le curseur du potentiomètre est ainsi repositionné et la tension de sortie est ramenée à zéro. Les trois signaux d'attitude sont dérivés de manière identique, en ce sens que l'attitude en tangage, en roulis et en lacet du missile est mesurée par leurs potentiomètres respectifs. L'utilisation de l'unité de transmission du programme pour fournir la programmation du tangage nécessaire à l'inclinaison du missile sur la trajectoire balistique fonctionne conjointement avec le potentiomètre de commande de tangage. L'unité de transmission du programme comprend le moteur du programme, le solénoïde du programme, l'embrayage à glissement, l'engrenage et le résolveur. Pendant le vol, le moteur du programme tourne constamment, mais l'arbre et l'engrenage sont fixés au moteur par l'embrayage à glissement. Si le solénoïde n'est pas alimenté, l'arbre est bloqué en position. Le dispositif de programmation fournit les impulsions nécessaires à la mise sous tension du solénoïde de programmation. À un moment prédéterminé du vol, on souhaite incliner le missile pour qu'il coïncide avec la trajectoire balistique. Les impulsions sont envoyées par le dispositif de programmation au solénoïde de programmation, qui est alors mis sous tension et permet à l'arbre et à l'engrenage de tourner. La longueur de l'impulsion et l'assemblage à cliquet permettent à l'arbre de tourner l'équivalent d'un degré de pas du missile. La rotation de l'arbre a deux effets : I) il fera tourner le rotor du résolveur de 1 degré ; 2) par l'intermédiaire d'une série d'engrenages, il fera glisser le curseur du potentiomètre de commande de pas vers une position qui produira une tension indicative d'un degré d'erreur. L'ordinateur de commande répond à cette tension en faisant tanguer le missile de plus de 1 degré et repositionne ainsi le corps du potentiomètre de commande de pas à un point nul. Ce processus se poursuit selon une trajectoire prédéterminée.


title: PGM-11 Redstone

text: L'accéléromètre de portée est le dispositif qui détecte l'accélération et la décélération du missile le long de la coordonnée de portée. L'angle "E" est l'angle formé par la coordonnée de portée et l'horizon local. Comme la coordonnée de distance est différente pour chaque changement de distance de la cible, l'angle epsilon est également différent. Pour mesurer avec précision l'accélération le long de la coordonnée de distance, l'angle de l'accélération de distance doit être ajusté de manière que la direction de mesure réelle coïncide avec la coordonnée de distance. L'utilisation du panneau de commande du stabilisateur et d'un ensemble motorisé de réglage de l'epsilon de l'accéléromètre de distance permet un réglage précis de l'angle correct. Comme l'accéléromètre latéral n'est affecté que par les déviations du missile à gauche et à droite de la cible, il est monté sur la plate-forme sans moyen de réglage disponible. Fondamentalement, les accéléromètres de portée et latéraux fonctionnent de manière identique. Une accélération du missile fait réagir ou. la masse déséquilibrée, ou poids, fixée au cylindre intérieur qui contient le gyroscope et applique un couple à la masse en rotation autour du palier à air. Cela va tordre le gyr3et faire précéder l'ensemble de l'accéléromètre (à l'exception du montage sur la plate-forme). Un engrenage de sortie est fixé à cet ensemble, auquel sont couplés un émetteur synchro et un servomoteur. Le rotor de l'émetteur synchro tourne, fournissant ainsi une tension électrique rotative à l'ordinateur de guidage. Cette tension de rotation est indicative de la vitesse atteinte. En d'autres termes, la rotation angulaire de l'accéléromètre autour de l'axe de précession pendant une période de temps donnée est une mesure de la vitesse. Ainsi, on peut voir que la première intégration de l'accélération à la vitesse est accomplie dans l'accéléromètre.


title: PGM-11 Redstone

text: La fonction de la boucle d'asservissement de l'accéléromètre est d'éliminer la friction dans l'axe de précession des deux accéléromètres. L'accumulation de frictions résultant des bagues collectrices, des roulements à billes et des engrenages entraînerait des informations erronées sur la vitesse. Lorsque le poids déséquilibré subit une accélération ou une décélération, il applique un couple au cylindre interne qui contient le gyroscope. Le gyroscope commence alors à précéder. Comme il y a une friction autour de l'axe de précession, il faut prévoir un moyen de contrer cette friction. À l'extrémité du cylindre intérieur de l'accéléromètre se trouve un capteur inductif qui produit une sortie électrique en raison de la friction lorsque l'accéléromètre commence à précéder. Cette tension est amplifiée et transmise au servomoteur de l'accéléromètre. Le couple qu'il applique à l'engrenage de précession est exactement suffisant pour annuler la friction. L'axe de précession est donc considéré comme essentiellement sans frottement, fournissant ainsi aux ordinateurs de guidage la valeur correcte de la vitesse.


title: PGM-11 Redstone

text: Les ordinateurs de guidage à distance et latéral reçoivent et stockent les informations de vitesse provenant des accéléromètres à distance et latéraux. En outre, les informations de vitesse sont intégrées et les informations de déplacement qui en résultent sont stockées. À des moments prédéterminés du vol, ces informations de vitesse et de déplacement sont transmises à l'ordinateur de commande. L'ordinateur de contrôle agit alors pour que le missile modifie sa trajectoire afin de revenir à la trajectoire prédéterminée. L'ordinateur de coupure utilise les informations de vitesse et de déplacement de la portée pour résoudre l'équation de coupure. Lorsque cette équation est résolue (avec certaines restrictions particulières), la poussée s'arrête.


title: PGM-11 Redstone

text: Le problème du maintien du centre de gravité du missile sur la trajectoire est une fonction des ordinateurs de guidage. Dans le cas du ordinateur de guidage latéral, il sert à fournir un signal correctif lorsque le missile dévie à gauche ou à droite de la trajectoire, du lancement à la coupure plus 1,5 seconde. De la coupure plus 1,5 seconde à "Q" (la rentrée atmosphérique), tout écart du missile par rapport à la trajectoire est détecté, et plutôt que de fournir une action corrective immédiate, l'information est stockée. Au moment de la rentrée, ces informations sont transmises à l'ordinateur de contrôle et le missile commence à effectuer la manœuvre corrective nécessaire pour revenir à la trajectoire prévue. Cette dernière phase est appelée « guidage terminal ». Les déviations de la trajectoire peuvent être causées par les conditions atmosphériques, la diminution de la poussée, la séparation et d'autres facteurs. Les déviations sont détectées à l'aide d'accéléromètres intégrateurs. L'action de l'accéléromètre est de précéder chaque fois que le missile accélère ou décélère dans le plan de mesure de l'accéléromètre. C'est pourquoi l'accéléromètre latéral est monté sur la plate-forme stabilisée dans une position telle qu'il détecte les accélérations et décélérations à droite ou à gauche de la trajectoire.


title: PGM-11 Redstone

text: Lorsqu'un missile s'élevant verticalement est décalé vers la gauche de la trajectoire, l'accéléromètre latéral précède à une vitesse proportionnelle à l'accélération et dans une direction dépendant de la direction de l'accélération. Le dispositif de couplage de sortie est un émetteur synchro ; le rotor est mis en rotation mécaniquement par la précession de l'accéléromètre. La rotation du rotor de l'émetteur synchro entraîne donc une rotation électrique de la tension du stator à une vitesse proportionnelle à la vitesse. Cette tension électrique rotative du signal crée un champ magnétique rotatif dans le stator du transformateur de commande. Une tension est ainsi induite dans le rotor du transformateur de commande et cette tension, à son tour, est envoyée à un amplificateur d'asservissement, où elle est amplifiée et utilisée pour entraîner un servomoteur. Le servomoteur entraîne un train d'engrenages qui remplit trois fonctions :


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text: L'intégrateur à billes et à disques effectue la deuxième intégration, celle de la vitesse par rapport au temps, et la sortie entraîne un train d'engrenages qui positionne le curseur du potentiomètre de déplacement. La position du curseur détermine la tension de sortie, et cette tension est alors indicative du déplacement par rapport à la trajectoire. Ainsi, deux tensions sont envoyées à l'ordinateur de contrôle


title: PGM-11 Redstone

text: Ces tensions continuent d'augmenter tant que le missile accélère. Lorsque le missile atteint une vitesse constante, l'accéléromètre latéral cesse de précéder, le servomoteur cesse d'entraîner le train d'engrenages et le curseur du potentiomètre de vitesse cesse de bouger. La sortie de l'intégrateur à billes tourne toujours, mais le curseur du potentiomètre de déplacement continue de se déplacer et la tension de déplacement continue d'augmenter.


title: PGM-11 Redstone

text: Dans la phase I (du lancement à la coupure) du vol, cependant, l'ordinateur de contrôle accepte ces tensions d'entrée et produit les tensions de commande nécessaires pour entraîner les gouvernes dans une direction qui ramène le missile vers la trajectoire prévue. Lorsque les gouvernails se déplacent, le missile décélère latéralement, le mouvement latéral du missile s'arrête et il accélère pour revenir sur la trajectoire prévue. Pendant ce temps, l'accéléromètre latéral détecte la décélération et l'accélération et accélère dans la direction opposée. Ce faisant, le servo-système du calculateur de guidage latéral tourne dans la direction opposée, ramenant ainsi le curseur vers le point de tension zéro et repositionnant les vis à tête de l'intégrateur à bille et disque de sorte que le curseur du potentiomètre de déplacement revienne également à zéro. À ce moment, le missile est de nouveau sur la trajectoire prévue et le système de guidage devient statique jusqu'à ce qu'il y ait une autre perturbation. Pendant les phases II et III, les erreurs accumulées en vitesse et en déplacement sont stockées sur les potentiomètres plutôt que d'être transmises à l'ordinateur de contrôle. A'. Lors de "Q" (la rentrée atmosphérique), les potentiomètres sont remis à zéro comme lors de la phase I.


title: PGM-11 Redstone

text: L'objectif principal du système de guidage en distance est de s'assurer que le missile ne dépasse pas ou ne sous-estime pas la cible. Le système comprend l'accéléromètre de portée, l'ordinateur de portée et l'ordinateur de coupure. L'accéléromètre de portée est monté sur la plate-forme stabilisée ; les ordinateurs de portée et de coupure sont montés sur un châssis dans le boîtier de l'ordinateur de portée. Les informations relatives à ce système sont la vitesse et le déplacement du missile le long des coordonnées de portée. L'accéléromètre est donc monté sur la plate-forme stabilisée selon un angle tel que la direction de mesure réelle coïncide avec la coordonnée de distance. L'angle sous-tendu par la coordonnée de distance et l'horizon local est appelé l'angle "E". Le problème consistant à placer le missile sur une trajectoire balistique de manière à pouvoir déterminer le point d'impact implique des considérations particulières qui doivent être prises en compte dans l'ordinateur de portée. Des informations préétablies sont insérées dans les potentiomètres de vitesse et de déplacement de l'ordinateur de portée. Puisque le point de lancement du missile est physiquement en avant du site de lancement théorique (le site qui serait utilisé en conjonction avec la trajectoire de référence pour placer un missile sur la cible sélectionnée) et que le missile démarre à partir d'une vitesse nulle (plutôt qu'à partir d'une vitesse spécifique fixe), une vitesse négative et une valeur de déplacement positive sont préréglées dans les potentiomètres de vitesse et de déplacement de l'ordinateur de distance et du compteur de coupure, respectivement. En outre, des valeurs prédéfinies qui tiennent compte des effets de la diminution de la poussée, de la séparation du corps et de l'unité de poussée, et de la traînée de l'air entre la coupure et la rentrée sont insérées. Lorsque le missile quitte le lanceur, l'accéléromètre de portée commence à précéder. Ce faisant, le servomoteur de portée commence à repositionner les potentiomètres de vitesse et de déplacement vers zéro. Lorsque la coupure se produit, la vitesse et le déplacement préréglés sont considérés comme annulés (le missile a atteint la vitesse et le déplacement du missile théorique). Les seules valeurs restantes seraient celles des effets de la décroissance de la poussée, de la séparation et de la traînée de l'air.


title: PGM-11 Redstone

text: Entre la coupure et la rentrée, la variation de la vitesse de portée est relativement faible (et si les conditions étaient exactement celles prévues lors du préréglage, l'ordinateur de portée serait remis à zéro à la rentrée). Lors de la rentrée, toutes les informations de portée qui restent sur les potentiomètres de vitesse et de déplacement de la portée sont introduites dans l'ordinateur de commande, où une action corrective est lancée pour annuler ces erreurs.


title: PGM-11 Redstone

text: La fonction de l'ordinateur de coupure est de calculer le moment approprié pour la fin de la poussée (coupure du moteur) et de déclencher l'action. L'ordinateur est de type amplificateur magnétique ; les informations de vitesse négative et de déplacement positif préréglées sont fournies au ordinateurs par les potentiomètres de vitesse et de déplacement de coupure. En outre, des tensions de polarisation représentant le temps calculé entre la coupure et la rentrée dans l'atmosphère, ainsi qu'une constante de coupure permettant de prendre en compte les effets de la diminution de la poussée, de la séparation et de la chute d'air, sont fournies à l'ordinateur. Les informations de vitesse et de déplacement préréglées doivent être remises à zéro dans l'ordinateur de coupure. Comme la vitesse et le déplacement changent continuellement pendant l'ascension du missile, l'équation de coupure est résolue plusieurs fois. Afin d'éviter une coupure prématurée, un commutateur à came, en série avec le relais de coupure dans l'ordinateur de coupure, doit être fermé. L'interrupteur à came est actionné lorsque le missile a atteint entre -55 et +60 mètres par seconde de la vitesse souhaitée. La première fois que l'équation de coupure est résolue après l'actionnement de l'interrupteur à cames et à condition que le relais X+ soit fermé, le relais de coupure (dans la distribution de contrôle) sera mis sous tension, initiant ainsi la coupure du moteur. Après la coupure, l'ordinateur de coupure n'a plus aucune fonction.


title: PGM-11 Redstone

text: Le système de commande du Redstone, comme indiqué précédemment, comprend l'ordinateur de commande, le boîtier de relais et les actionneurs. L'ordinateur de commande reçoit les sept signaux de guidage et de commande et amplifie et mélange ces signaux dans la partie droite pour les distribuer à la surface de commande. Les signaux (tangage, roulis et lacet) passent par des réseaux R-C et entrent dans les préamplificateurs respectifs, où ils sont mélangés à tout signal de guidage entrant. Les signaux de guidage latéraux sont envoyés au préamplificateur de lacet, et les signaux de distance sont envoyés aux préamplificateurs de tangage. Les sorties des préamplificateurs sont alimentées dans les amplificateurs principaux. La sortie du préamplificateur de tangage est alimentée dans les amplificateurs principaux Il et IV. Le préamplificateur de lacet alimente les amplificateurs principaux I et Ill. Les quatre amplificateurs principaux sont alimentés par le préamplificateur de roulis. Tous les amplificateurs du calculateur sont des amplificateurs magnétiques. Grâce à l'utilisation des réseaux R-C, le signal "Φ" entrant peut être décomposé en ses deux composantes. Le courant circulant dans le préamplificateur à travers la partie résistance du réseau représente la magnitude de l'erreur. Un deuxième courant circule dans le préamplificateur à travers la partie capacitive du réseau, qui représente le taux de variation du signal d'erreur.


title: PGM-11 Redstone

text: La sortie du préamplificateur est le résultat non seulement de l'importance de l'erreur mais aussi de la vitesse à laquelle elle s'est produite. Les signaux de vitesse entrants provenant des ordinateurs de guidage vont directement aux préamplificateurs. Cependant, les signaux de déplacement sont placés sur deux potentiomètres qui sont entraînés par le moteur pas à pas. À « "Q" », le moteur pas à pas est entraîné par le programme de plongée du dispositif de programmation et, à son tour, entraîne les frotteurs des potentiomètres de la position zéro à la position maximale. Cela permet de corriger progressivement les erreurs de déplacement qui se sont produites pendant le vol au lieu d'insérer la totalité de l'erreur dans le système en une seule fois. L'ordinateur de commande contient également divers relais. Le but de ces relais est de commuter les valeurs du circuit afin de modifier le gain et la réponse du système de contrôle pour compenser les changements de vitesse, de configuration et de conditions aérodynamiques du missile. La sortie des quatre amplificateurs principaux est acheminée vers la boîte à relais. Le boîtier de relais, comme son nom l'indique, est constitué de relais qui convertissent le signal à faible ampérage provenant de l'amplificateur principal de l'ordinateur de commande en un ampérage élevé nécessaire pour entraîner les moteurs des actionneurs. Le signal entrant alimente un relais polarisé qui, à son tour, alimente un relais robuste qui relie la batterie de au moteur de l'actionneur. Lorsque les actionneurs entraînent les ailettes vers l'extérieur, un potentiomètre (potentiomètre bêta) situé à l'intérieur des actionneurs renvoie les informations relatives à la position des ailettes dans l'amplificateur principal de l'ordinateur de commande, où elles sont comparées à l'erreur initiale. Comme il y a quatre canaux, le boîtier de relais contient quatre relais polarisés et quatre relais à usage intensif (un relais polarisé et un relais à usage intensif pour chacun des quatre canaux). La sortie de la boîte à relais est de , courant continu provenant de la batterie du réseau général et connectée aux actionneurs par l'intermédiaire des relais à usage intensif. Les actionneurs sont constitués d'un moteur à courant continu de , d'un train d'engrenages, d'un élément de sortie, de deux potentiomètres et de quatre microcontacts. Le train d'engrenages donne une réduction d'environ 600 à 1. Les deux potentiomètres fournissent des informations sur la position des aubes. Le potentiomètre bêta renvoie ses informations à l'ordinateur de contrôle, et le potentiomètre de mesure (M) renvoie les informations aux circuits de télémétrie pendant le vol et à l'équipement de contrôle au sol pendant le contrôle.


title: PGM-11 Redstone

text: Il y a deux phases d'exploitation des sources d'alimentation du système du Redstone. La première phase implique l'utilisation de l'équipement de soutien du groand, en plus d'une partie de l'équipement d'alimentation du missile, afin de fournir les tensions nécessaires pour vérifier et préparer le missile pour le lancement. La deuxième phase est initiée par une étape de la procédure de compte à rebours appelée transfert de puissance. Pendant la deuxième phase, toute l'énergie utilisée sur le missile est fournie par des sources à bord du missile. La liste suivante contient toutes les sources d'énergie utilisées dans les deux phases :


title: PGM-11 Redstone

text: En plus de l'équipement ci-dessus, les panneaux suivants, situés dans la station d'essai du missile guidé et dans la remorque de distribution de l'énergie, sont nécessaires pour alimenter, contrôler et surveiller ces composants :