| S-II | |
|---|---|
| Etape S-II som forberedelse til Apollo 6 -lanceringen , i den vertikale samlingsbygning | |
| Generel information | |
| Fabrikant | nordamerikansk luftfart |
| Land | USA |
| raketter | Saturn V (etape 2) |
| Dimensions- og massekarakteristika | |
| Længde | 25 m |
| Diameter | 10,1 m |
| Vægt |
start: 458,7 t tørt: 37,6 t |
| Fjernbetjeningens egenskaber | |
| Marching " J-2 " | |
| Fjernbetjeningstype | LRE |
| Antal | 5 |
| fremstød | 5115 kN (i alt) |
| Specifik impuls | 421 c |
| Arbejdstimer | 367 sek |
| Brændstof | flydende brint |
| Oxidationsmiddel | flydende ilt |
| Mediefiler på Wikimedia Commons | |
S-II er en amerikansk raketscene . Den blev brugt på Saturn V løfteraket som anden etape, den fungerede på opsendelsesstedet i den øvre atmosfære. Producent: North American Aviation . Brændstoffet er flydende brint, oxidationsmidlet er flydende oxygen. Thrust - 5 MN.
Udviklingen af S-II begyndte i december 1959, da en komité fremsatte anbefalinger til design og produktion af en flydende brintmotor med høj kraft . Kontrakten for denne motor, senere betegnet J-2 , blev tildelt Rocketdyne . Samtidig begyndte designet af S-II scenen at tage form. I starten skulle den være 22,5 m lang og 6,5 m i diameter med fire J-2-motorer.
I 1961, Center for Rumflyvninger. Marshall begyndte at lede efter en entreprenør til at bygge scenen. Af de 30 luftfartsselskaber, der var inviteret til mødet, hvor de indledende krav blev offentliggjort, fik kun syv forslag lov til at blive behandlet efter en måned. Efter at have studeret blev tre af dem afvist. Det blev dog senere besluttet, at de oprindelige specifikationer for hele raketten var for lave, og derfor skulle alle etaper overdimensioneres. Dette medførte vanskeligheder for de fire tilbageværende virksomheder, da NASA stadig ikke havde truffet en beslutning vedrørende forskellige aspekter af scenen, herunder størrelsen og typen af øvre scener, der skulle installeres på den.
Kontrakten blev til sidst tildelt den 11. september 1961 til North American Aviation (som også modtog kontrakten for Apollo Command and Service Module ), hvis fabrik blev bygget af regeringen i Seal Beach , Californien .
S-II trin bestod af en øvre adapter, brændstoftanke, et motorrum med fem J-2 raketmotorer, en nedre adapter mellem S-IC første trin og S-II andet trin. Brændstofrummet omfattede en kugleformet flydende oxygentank med et volumen på 370 m³ (360 tons flydende oxygen) og en cylindrisk flydende brinttank med et volumen på 1100 m³ (70 tons flydende brint). Når den var fuldt optanket, vejede S-II omkring 481 tons, 7,6% var vægten af selve scenen, 92,4% var vægten af brændstoffet og oxidationsmidlet.
Fem J-2 motorer var monteret i bunden af scenen : den ene var fast fikseret i midten, de resterende fire var monteret på den ydre ring i kardan, de kunne dreje til trykvektorering .
Brinttanken var dækket med termisk isolering for at reducere tab fra fordampning af flydende brint. Takket være dette blev vægten af scenen reduceret med 1,4 tons. Ilt- og brinttankene havde en fælles bund, der bestod af en sandwichstruktur - to aluminiumsskaller med en phenolbaseret bikagekerne imellem sig. Som et resultat blev der opnået en grad af varmeisolering, som gav en temperaturforskel mellem de to tanke på 70 °C. Brugen af fælles bund gjorde det muligt at spare 3,6 tons vægt i forhold til muligheden med individuelle bunde.
Rummet til flydende ilt er en ellipseformet beholder med en diameter på 10 m og en højde på 6,7 m. Den er svejset af 12 kiler og to runde dele i enderne. Hver af kilerne blev opnået gennem en omhyggeligt organiseret serie af tre undervandseksplosioner inde i en tank med en kapacitet på 211.000 liter. Rummet til flydende brint består af seks cylindre: fem med en højde på 2,4 m og en sjette med en højde på 0,69 m. Termisk isolering var den største vanskelighed, da flydende brint skal opbevares ved en temperatur, der ikke overstiger 20 K (−252 °) C). De indledende løsninger var mislykkede: der var utætte fragmenter af svejsninger og gasbobler. Det endelige design involverede håndpåføring af den isolerende belægning med en spray og derefter fjernelse af overskydende. Designet af S-II var lodret for at gøre det lettere at svejse og for at sikre, at store runde dele var korrekt formet.
Brændstof- og oxidationstanken er tryksat med henholdsvis forgasset brint og oxygen.
På den nederste adapter blev der installeret 8 raketmotorer med fast drivmiddel med bremse (Trækkraft for hver raketmotor med fast drivmiddel med bremse 39 tons, driftstid 0,66 s), lanceret efter adskillelse af det første trin for at udfælde brændstof i S-II-tankene, før du starter dens motorer. ( Saturn løfteraketter brugte princippet om koldtrinsadskillelse) 30 sekunder efter at motorerne starter, bliver adapteren tabt af pyro-skubbere. [en]
Den øverste adapter har 4 bremseraketmotorer med fast drivmiddel, som affyres efter adskillelse af tredje trin, S-IVB , og bremser 2. trin. [en]
Som i den første fase af S-II, 5 motorer, en i midten og fire i periferien, ved at dreje sidstnævnte opnås kontrol over raketten. J-2 motorer , hver af dem giver et tryk på 102 tf.
Fremdriftssystemet på anden etape kører i cirka 390 sekunder og slukker i en højde af 186 km ved en flyvehastighed på 6,88 km/s.
| Serienummer | Brug | Frokost aftale | Nuværende lokation | Noter |
|---|---|---|---|---|
| S-II-F | Det blev brugt som erstatning på stadiet af dynamiske styrketests efter destruktionen af prøverne S-II-S/D og S-II-T. | US Space & Rocket Center , Huntsville , Alabama . | ||
| S-II-T | Ødelagt i en eksplosion 28. maj 1966 . | |||
| S-II-D | Udvikling aflyst. | |||
| S-II-S/D | Prøve til statiske og dynamiske styrketest. | Ødelagt på et forsøgsleje den 29. september 1965 . | ||
| S-II-1 | Apollo 4 | 9. november 1967 | 32°12′ N. sh. 39°40′ V e. | Bærte markører til pegende kameraer placeret rundt om omkredsen af det forreste "nederdel" og filmkameraer i første trins rum. |
| S-II-2 | Apollo 6 | 4. april 1968 | Bærte kameraer til at filme første etape. | |
| S-II-3 | Apollo 8 | 21. december 1968 | 31°50' N. sh. 38°00′ V e. | |
| S-II-4 | Apollo 9 | 3. marts 1969 | 31°28′ N. sh. 34°02′ V e. | 1800 kg lettere, 600 kg mere lastkapacitet, kraftigere motorer og mere flydende ilt. |
| S-II-5 | Apollo 10 | 18. maj 1969 | 31°31′ N. sh. 34°31′ V e. | |
| S-II-6 | Apollo 11 | 16. juli 1969 | 31°32′ N. sh. 34°51′ V e. | |
| S-II-7 | Apollo 12 | 14. november 1969 | 31°28′ N. sh. 34°13′ V e. | |
| S-II-8 | Apollo 13 | 11. april 1970 | 32°19′ N. sh. 33°17′ V e. | Andet trins central motorfejl under opstigning på grund af pogo-vibrationer . |
| S-II-9 | Apollo 14 | 31. januar 1971 | ||
| S-II-10 | Apollo 15 | 26. juli 1971 | ||
| S-II-11 | Apollo 16 | 16. april 1972 | ||
| S-II-12 | Apollo 17 | 7. december 1972 | ||
| S-II-13 | Skylab-1 | 14. maj 1973 | Ændret til brug som sidste trin. | |
| S-II-14 | Apollo 18 (aflyst) | N/A | Kennedy Space Center | Beregnet til den annullerede version af Apollo 18. |
| S-II-15 | Beregnet til stationen, som var en backup til Skylab 1 (flyvede ikke) | N/A | Johnson Space Center | Beregnet til Skylab backup station SA-515, som NASA ikke brugte. |