S-II - S-II

S-II
Ap6-MSFC-6758331.jpg
Apollo 6 S-II стадии при штабелировании операции в VAB
Производитель североамериканский
Страна происхождения Соединенные Штаты Америки
Используется на
Общие характеристики
Рост 24,9 м (82 футов)
Диаметр 10 м (33 футов)
Масса брутто 480,000 кг (1,058,000 фунтов)
Масса пороха 443000 кг (977000 фунтов)
Пустая масса 36200 кг (79700 фунтов)
История запуска
Положение дел В отставке
Всего запусков 13
Успехи
(только этап)
12
Другой Частичный отказ ( Apollo 6 )
Первый полет 9 ноября 1967 г. (AS-501) Apollo 4
Последний полет 14 мая 1973 г. (AS-513) Skylab 1
Рокетдайн J-2
Двигатели 5
Толкать 4400 кН (1000000 фунтов)
Удельный импульс 421 секунды (4,13 км / с)
Время горения 367 с
Пропеллент LH 2 / LOX

S-II (произносится «S-два») был второй этап Сатурн V ракеты. Он был построен компанией North American Aviation . На жидком водороде (LH2) и жидком кислороде (LOX) он имел пять двигателей J-2 в схеме квинконса . Вторая ступень разогнала Сатурн V через верхние слои атмосферы с тягой в 1 000 000 фунтов силы (4,4 МН).

История

Сборочный цех S-II в Сил-Бич, Калифорния

Начало S-II пришло в декабре 1959 года, когда комитет рекомендовал разработать и построить двигатель большой тяги, работающий на жидком водороде . Контракт на этот двигатель был передан Rocketdyne, и позже он будет называться J-2 . В то же время начала формироваться конструкция сцены S-II. Первоначально он должен был иметь четыре двигателя J-2, иметь длину 74 фута (23 м) и диаметр 260 дюймов (6,6 м).

В 1961 году Центр космических полетов им. Маршалла начал поиск подрядчика для строительства сцены. Из 30 аэрокосмических компаний, приглашенных на конференцию, где были изложены первоначальные требования, только семь представили предложения месяц спустя. Трое из них были ликвидированы после того, как их предложения были изучены. Однако затем было решено, что первоначальные спецификации для всей ракеты слишком малы, и поэтому было решено увеличить размер используемых ступеней. Это создало трудности для четырех оставшихся компаний, поскольку НАСА еще не определились с различными аспектами ступени, включая размер и верхние ступени, которые будут размещены наверху.

В конце концов, 11 сентября 1961 года контракт был присужден компании North American Aviation (которая также получила контракт на командно-служебный модуль Apollo ) с заводом-изготовителем, построенным правительством в Сил-Бич , Калифорния .

Конфигурация

Изображение в разрезе S-II (второй) ступени

При полной загрузке ракетным топливом S-II имел массу около 481  тонны . Аппаратное обеспечение составляло только 7,6% от этого числа - 92,4% составляли жидкий водород и жидкий кислород.

Внизу была тяговая конструкция, поддерживающая пять двигателей J-2 по схеме « квинканкс» . Центральный двигатель был неподвижным, в то время как остальные четыре были карданы , как и двигатели на ступени S-IC ниже.

Вместо использования межбакового (пустой контейнер между танками) , как в S-IC , то S-II использовал общую перегородку (аналогично тому , что из S-IV и S-IVB стадии) , которые включены как в верхней части бака LOX и дно бака LH2. Он состоял из двух алюминиевых листов, разделенных сотовой структурой из фенольной смолы . Он изолировал перепад температур 126 ° F (70 ° C) между двумя резервуарами. Использование общей переборки позволило сэкономить 3,6 тонны за счет отказа от одной переборки и уменьшения общей длины ступени.

LOX бак был эллипсоидальной контейнер диаметром 10 метров и 6,7 метров в высоту , проведение до 83000 американских галлонов (310 м 3 ) или 789,000 фунтов (358 т) окислителя. Он был сформирован путем сварки 12 канавок (больших треугольных секций) и двух круглых деталей для верхней и нижней части. Забивки были сформированы путем помещения в резервуар с водой емкостью 211 000 литров с тремя тщательно спланированными наборами подводных взрывов, чтобы сформировать каждую кровь.

LH2 танк был построен из шести цилиндров: пять были высокими 2,4 метра и шестой высокой 0,69 метра. Самой большой проблемой была изоляция. Жидкий водород должен быть холоднее, чем примерно на 20 ° C выше абсолютного нуля (-423 ° F, или 20,4 K, или -252,8 ° C), поэтому хорошая изоляция очень важна. Первоначальные попытки не увенчались успехом: были проблемы со склейкой и воздушные карманы. Изначально сцена была утеплена сотовым материалом. Эти панели имели фрезерованные на тыльной стороне канавки, которые при заполнении продувались гелием. Последний метод заключался в том, чтобы вручную распылить изоляцию и обрезать излишки. Это изменение позволило сэкономить вес и время, а также полностью исключить проблемы с воздушными карманами. Объем резервуара LH2 составлял 260 000 галлонов США (980 м 3 ) для хранения 153 000 фунтов (69 т) жидкого водорода.

S-II был построен вертикально, чтобы облегчить сварку и сохранить правильную форму больших круглых секций.

Этапы построены

Серийный номер Использовать Дата запуска Текущее местоположение Примечания
S-II-F Используется в качестве замены ступени динамических испытаний после разрушения S-II-S / D и S-II-T В Космическом и ракетном центре США , Хантсвилл, Алабама,
34 ° 42′38 ″ с.ш., 86 ° 39′26 ″ з.д. / 34,710544 ° с.ш. 86,657185 ° з.д. / 34.710544; -86.657185 ( S-II-F )
S-II-T Разрушен случайно во время опрессовки 28 мая 1966 г.
S-II-D Строительство отменено
S-II-S / D Автомобиль для структурных и динамических испытаний Разрушен на испытательном стенде 29 сентября 1965 г.
S-II-1 Аполлон 4 9 ноября 1967 г. 32 ° 12'N 39 ° 40'W / 32.200 ° с.ш.39.667 ° з.д. / 32.200; -39,667 ( S-II-1 ) Переносимые «мишени для камер», расположенные вокруг передней юбки, и переносные камеры для записи первого этапа разделения.
S-II-2 Аполлон 6 4 апреля 1968 г. Переносные камеры для записи отделения первой ступени, аналогично Apollo 4. Два двигателя вышли из строя во время всплытия из-за колебаний и неправильной проводки управления двигателем.
S-II-3 Аполлон 8 21 декабря 1968 г. 31 ° 50'N 38 ° 0'W / 31,833 ° с.ш.38,000 ° з. / 31,833; -38,000 ( S-II-3 )
S-II-4 Аполлон 9 3 марта 1969 г. 31 ° 28'N 34 ° 2'W / 31,467 ° с. Ш. 34,033 ° з. / 31,467; -34,033 ( S-II-4 ) Легче на 1800 кг, позволяет увеличить полезную нагрузку на 600 кг, использовать более мощные двигатели и перевозить больше LOX.
S-II-5 Аполлон 10 18 мая 1969 г. 31 ° 31'N 34 ° 31'W / 31,517 ° с. Ш. 34,517 ° з. / 31,517; -34,517 ( S-II-5 )
S-II-6 Аполлон-11 16 июля 1969 г. 31 ° 32'N 34 ° 51'W / 31,533 ° с. Ш. 34,850 ° з. / 31,533; -34,850 ( S-II-6 )
S-II-7 Аполлон-12 14 ноября 1969 г. 31 ° 28'N 34 ° 13'W / 31,467 ° с. Ш. 34,217 ° з. / 31,467; -34,217 ( S-II-7 )
S-II-8 Аполлон-13 11 апреля 1970 г. 32 ° 19'N 33 ° 17'W / 32,317 ° с. Ш. 33,283 ° з. / 32,317; -33,283 ( S-II-8 ) Бортовой двигатель отказал во время всплытия из-за пого колебания.
S-II-9 Аполлон 14 31 января 1971 г.
S-II-10 Аполлон 15 26 июля 1971 г.
S-II-11 Аполлон-16 16 апреля 1972 г.
S-II-12 Аполлон-17 7 декабря 1972 г.
S-II-13 Скайлэб 1 14 мая 1973 г. 34 ° 00'N 19 ° 00'W / 34,000 ° с.ш.19,000 ° з. / 34,000; -19,000 ( S-II-13 ) Изменен, чтобы действовать как конечный этап. Единственный S-II, вышедший на околоземную орбиту, совершил неконтролируемый вход в Атлантический океан 11 января 1975 года. Между ступенями не удалось отделиться из-за повреждения полезной нагрузки во время запуска.
S-II-14 Аполлон 18 (отменен) N / A Центр Аполлон-Сатурн V , Космический центр Кеннеди,
28 ° 31′26 ″ с.ш., 80 ° 41′00 ″ з.д. / 28,52385 ° с.ш. 80,68345 ° з.д. / 28,52385; -80,68345 ( С-II-14 )
Из отмененной миссии Аполлона 18.
S-II-15 Скайлаб 1 бэкап (не прилетел) N / A Космический центр Джонсона
29 ° 33′15 ″ с.ш., 95 ° 05′39 ″ з.д. / 29,554051 ° с.ш.95,094266 ° з. / 29.554051; -95.094266 ( С-II-15 )
От SA-515 резервный аппарат Skylab, который НАСА не использовало.
Сопоставьте все координаты с помощью: OpenStreetMap 
Скачать координаты как: KML

Смотрите также

использованная литература