S-II - S-II

S-II
Ap6-MSFC-6758331.jpg
Stopień Apollo 6 S-II podczas operacji układania w VAB
Producent północno Amerykański
Kraj pochodzenia USA
Użyty na
Ogólna charakterystyka
Wzrost 24,9 m (82 stopy)
Średnica 10 m (33 stopy)
Masa brutto 480 000 kg (1058 000 funtów)
Masa miotająca 443 000 kg (977 000 funtów)
Pusta masa 36 200 kg (79 700 funtów)
Historia uruchamiania
Status Emerytowany
Razem uruchomień 13
Sukcesy
(tylko etap)
12
Inne Częściowa awaria ( Apollo 6 )
Pierwszy lot 9 listopada 1967 (AS-501) Apollo 4
Ostatni lot 14 maja 1973 (AS-513) Skylab 1
Rocketdyne J-2
Silniki 5
Pchnięcie 4400 kN (1 000 000 funtów siły)
Specyficzny impuls 421 sekund (4,13 km/s)
Czas palenia 367 lat
Gaz pędny LH 2 / LOX

S II (wym „S dwa”) była drugim etapem Saturn V rakiety. Został zbudowany przez North American Aviation . Używając ciekłego wodoru (LH2) i ciekłego tlenu (LOX), miał pięć silników J-2 w układzie kwinkunksowym . Drugi etap przyspieszył Saturn V przez górne warstwy atmosfery z siłą ciągu 1 000 000 funtów (4,4 MN).

Historia

Budynek montażowy S-II w Seal Beach, CA

Początek S-II nastąpił w grudniu 1959 roku, kiedy komisja zaleciła zaprojektowanie i zbudowanie wysokociągowego, napędzanego ciekłym wodorem silnika. Kontrakt na ten silnik został przekazany firmie Rocketdyne , która później nazywała się J-2 . W tym samym czasie zaczęła nabierać kształtów scenografia S-II. Początkowo miał mieć cztery silniki J-2 i mieć 74 stopy (23 m) długości i 260 cali (6,6 m) średnicy.

W 1961 Marshall Space Flight Center rozpoczął proces poszukiwania wykonawcy do budowy sceny. Spośród 30 firm lotniczych zaproszonych na konferencję, na której określono wstępne wymagania, zaledwie siedem złożyło propozycje miesiąc później. Trzy z nich zostały wyeliminowane po zbadaniu ich propozycji. Jednak wtedy zdecydowano, że początkowe specyfikacje całej rakiety są zbyt małe i postanowiono zwiększyć rozmiar użytych etapów. Spowodowało to trudności dla czterech pozostałych firm, ponieważ NASA wciąż nie zdecydowała się na różne aspekty sceny, w tym wielkość i górne sceny, które zostaną umieszczone na szczycie.

Ostatecznie 11 września 1961 r. kontrakt został przyznany firmie North American Aviation (której otrzymał również kontrakt na moduł dowodzenia/serwisu Apollo ), z fabryką wybudowaną przez rząd w Seal Beach w Kalifornii .

Konfiguracja

Przekrój przedstawiający etap S-II (drugi)

W pełni załadowany paliwem S-II miał masę około 481  ton . Sprzęt stanowił tylko 7,6% z tego — 92,4% to ciekły wodór i ciekły tlen.

Na dole znajdowała się konstrukcja ciągu podtrzymująca pięć silników J-2 w układzie kwinkunksowym . Centralny silnik został naprawiony, podczas gdy pozostałe cztery zostały zawieszone , podobnie jak silniki na niższym stopniu S-IC .

Zamiast używać zbiornika międzyzbiornikowego (pustego pojemnika między zbiornikami), takiego jak S-IC , S-II używał wspólnej przegrody (podobnej do tej ze stopni S-IV i S-IVB ), która obejmowała zarówno górną część zbiornika LOX, jak i dno zbiornika LH2. Składał się z dwóch blach aluminiowych oddzielonych strukturą plastra miodu z żywicy fenolowej . Izolował różnicę temperatur 126 °F (70 °C) między dwoma zbiornikami. Zastosowanie wspólnej grodzi pozwoliło zaoszczędzić 3,6 tony masy, zarówno poprzez wyeliminowanie jednej grodzi, jak i zmniejszenie całkowitej długości sceny.

LOX zbiornik był elipsoidalny pojemnik 10 m i średnicy 6,7 m wysokości posiadających do 83.000 galonów (310 m 3 ) lub 789,000 funtów (358 T) utleniacza. Powstał przez spawanie 12 brytów (duże trójkątne sekcje) i dwóch okrągłych kawałków na górze i na dole. Bryty zostały ukształtowane przez umieszczenie w zbiorniku z wodą o pojemności 211 000 litrów z trzema starannie zaaranżowanymi zestawami podwodnych eksplozji, aby ukształtować każdą ranę.

LH2 Zbiornik zbudowany jest z sześciu cylindrów: pięć było 2,4 m wysokości i szósty wysokiej 0,69 metra. Największym wyzwaniem była izolacja. Ciekły wodór musi być utrzymywany w temperaturze niższej niż około 20 °C powyżej zera absolutnego (-423 °F lub 20,4 K lub -252,8 °C), więc dobra izolacja jest bardzo ważna. Początkowe próby nie działały dobrze: były problemy z wiązaniem i kieszeniami powietrznymi. Początkowo scena była izolowana materiałem o strukturze plastra miodu. Panele te miały z tyłu wyfrezowane rowki, które podczas napełniania były oczyszczane helem. Ostatnia metoda polegała na ręcznym natryskiwaniu izolacji i obcinaniu nadmiaru. Ta zmiana pozwoliła zaoszczędzić zarówno wagę, jak i czas, a także całkowicie uniknęła problemów z kieszeniami powietrznymi. Pojemność zbiornika LH2 wynosiła 260 000 galonów amerykańskich (980 m 3 ) do przechowywania 153 000 funtów (69 t) ciekłego wodoru.

S-II został skonstruowany pionowo, aby ułatwić spawanie i utrzymać duże okrągłe sekcje we właściwym kształcie.

Zbudowane etapy

Numer seryjny Posługiwać się Data uruchomienia Aktualna lokalizacja Uwagi
S-II-F Używany jako zamiennik etapu testu dynamicznego po zniszczeniu S-II-S/D i S-II-T W US Space & Rocket Center , Huntsville, Alabama
34°42′38″N 86°39′26″W / 34,710544°N 86.657185°W / 34.710544; -86.657185 ( S-II-F )
S-II-T Zniszczony przez przypadek podczas próby ciśnieniowej 28 maja 1966 r.
S-II-D Budowa anulowana
S-II-S/D Pojazd do badań strukturalnych i dynamicznych Zniszczony na stanowisku badawczym 29 września 1965
S-II-1 Apollo 4 9 listopada 1967 32°12′N 39°40′W / 32,200°N 39,667°W / 32.200; -39.667 ( S-II-1 ) Nosili „cele kamery” rozmieszczone wokół przedniej osłony i nosili kamery, aby nagrać pierwszy etap separacji
S-II-2 Apollo 6 4 kwietnia 1968 Posiadał kamery do rejestrowania separacji pierwszego stopnia, podobnie jak w Apollo 4. Dwa silniki uległy awarii podczas wynurzania z powodu oscylacji pogo i nieprawidłowego okablowania sterowania silnikiem.
S-II-3 Apollo 8 21 grudnia 1968 31°50′N 38°0′W / 31,833°N 38,000°W / 31.833; -38.000 ( S-II-3 )
S-II-4 Apollo 9 3 marca 1969 31°28′N 34°2′W / 31,467°N 34,033°W / 31,467; -34.033 ( S-II-4 ) Lżejszy o 1800 kg, co pozwala na zwiększenie ładowności o 600 kg, mocniejsze silniki i więcej LOX
S-II-5 Apollo 10 18 maja 1969 31°31′N 34°31′W / 31,517°N 34,517°W / 31.517; -34,517 ( S-II-5 )
S-II-6 Apollo 11 16 lipca 1969 31°32′N 34°51′W / 31,533°N 34,850°W / 31,533; -34.850 ( S-II-6 )
S-II-7 Apollo 12 14 listopada 1969 31°28′N 34°13′W / 31,467°N 34,217°W / 31,467; -34.217 ( S-II-7 )
S-II-8 Apollo 13 11 kwietnia 1970 32°19′N 33°17′W / 32,317°N 33,283°W / 32.317; -33,283 ( S-II-8 ) Silnik pokładowy uległ awarii podczas wynurzania z powodu drgań pogo.
S-II-9 Apollo 14 31 stycznia 1971
S-II-10 Apollo 15 26 lipca 1971
S-II-11 Apollo 16 16 kwietnia 1972
S-II-12 Apollo 17 7 grudnia 1972
S-II-13 Skylab 1 14 maja 1973 r. 34°00′N 19°00′W / 34,000°N 19,000°W / 34.000; -19.000 ( S-II-13 ) Zmodyfikowany, aby działał jako etap końcowy. Jedyny S-II, który wszedł na orbitę ziemską, dokonał niekontrolowanego powrotu na Atlantyk 11 stycznia 1975 roku. Interstage nie oddzielił się z powodu uszkodzenia ładunku podczas startu.
S-II-14 Apollo 18 (odwołany) Nie dotyczy Apollo Saturn V Centre , Kennedy przestrzeni centrum
28 ° 31'26 "N 80 ° 41'00" W / 28,52385°N 80,68345°W / 28.52385; -80.68345 ( S-II-14 )
Z odwołanej misji Apollo 18.
S-II-15 Zapasowy Skylab 1 (nie latał) Nie dotyczy Centrum Kosmiczne Johnsona
29°33′15″N 95°05′39″W / 29,554051°N 95,094266°W / 29.554051; -95,094266 ( S-II-15 )
Od SA-515 pojazd zapasowy Skylab, którego NASA nie używała.
Mapuj wszystkie współrzędne za pomocą: OpenStreetMap 
Pobierz współrzędne jako: KML

Zobacz też

Bibliografia