S-II - S-II

Для функционально определенной области мозга см. Вторичная соматосенсорная кора.
S-II
Ap6-MSFC-6758331.jpg
В Аполлон 6 S-II этап при штабелировании в VAB
Производительсевероамериканский
Страна происхожденияСоединенные Штаты Америки
Используется на
Общие характеристики
Рост24,9 м (82 футов)
Диаметр10 м (33 футов)
Полная масса480,000 кг (1,058,000 фунтов)
Масса пороха443000 кг (977000 фунтов)
Пустая масса36200 кг (79700 фунтов)
История запуска
Положение делНа пенсии
Всего запусков13
Успехов
(только сцена)		12
ДругойЧастичный отказ (Аполлон 6 )
Первый полет9 ноября 1967 г. (AS-501) Аполлон 4
Последний полет14 мая 1973 г. (AS-513) Скайлэб 1
Рокетдайн J-2
Двигатели5
Толкать4400 кН (1000000 фунтов)
Удельный импульс421 секунды (4,13 км / с)
Время горения367 с
ТопливоLH2 / LOX

В S-II (произносится как «S-два») была второй стадией Сатурн V ракета. Он был построен Североамериканская авиация. С помощью жидкий водород (LH2) и жидкий кислород (LOX) было пять Двигатели J-2 в Quincunx шаблон. 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, жидкий водород заправленный двигатель. Контракт на поставку этого двигателя 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 г. Центр космических полетов Маршалла начал процесс поиска 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 начальные 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 сцены, включая размер и верхние ступени, которые будут размещены наверху.

В конце концов, 11 сентября 1961 года контракт был заключен с Североамериканская авиация (с которыми также был заключен контракт на Командный / служебный модуль Apollo ), с производственным предприятием, построенным государством по адресу Seal Beach, Калифорния.

Конфигурация

Изображение в разрезе S-II (второй) ступени

При полной загрузке ракетным топливом S-II имел массу около 481тонны. Аппаратное обеспечение составляло только 7,6% от этого числа - 92,4% составляли жидкий водород и жидкий кислород.[1]

Внизу была тяговая конструкция, поддерживающая пять двигателей J-2 в Quincunx расположение. Центральный двигатель был исправлен, а остальные четыре - шарнирный, аналогично двигателям на S-IC этап ниже.

Вместо использования межбаковый (пустой контейнер между баками) как S-IC у S-II использовалась обычная переборка (аналогичная той, что у S-IV и S-IVB ступеней), которые включали как верхнюю часть бака LOX, так и нижнюю часть бака LH2. Он состоял из двух алюминий листы, разделенные сотовой структурой из фенольная смола. Он изолировал разницу температур 126 ° F (70 ° C) между двумя баками. Использование общей переборки позволило сэкономить 3,6 тонны за счет отказа от одной переборки и уменьшения общей длины ступени.

В LOX танк был эллипсоидальный контейнер диаметром 10 метров и высотой 6,7 метра, вмещающий до 83000 галлонов США (310 м3) или 789000 фунтов (358 т) окислителя.[2] Он был сформирован сваркой 12 забода (большие треугольные секции) и две круглые части для верхней и нижней части. Заборы были сформированы путем помещения в резервуар с водой емкостью 211 000 литров с три тщательно спланированных набора подводных взрывов чтобы сформировать каждую кровь.

В LH2 Танк состоял из шести цилиндров: пять из них имели высоту 2,4 метра, а шестой - 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. Первоначально сцена была изолирована 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 избавить от проблем с воздушными карманами. Объем резервуара LH2 составлял 260 000 галлонов США (980 м3).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 номерИспользоватьДата запускаТекущее местоположениеЗаметки
S-II-FИспользуется в качестве замены этапа динамических испытаний после разрушения S-II-S / D и S-II-T.На Космический и ракетный центр 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-TРазрушен случайно при опрессовке 28 мая 1966 г.[3]
S-II-DСтроительство отменено
S-II-S / DАвтомобиль для структурных и динамических испытанийРазрушен на испытательном стенде 29 сентября 1965 г.
S-II-1Аполлон 49 ноября 1967 г.32 ° 12′N 39 ° 40'з.д. / 32.200 ° с.ш.39.667 ° з.д. / 32.200; -39.667 (S-II-1)[нужна цитата ]Несущие «мишени для камер», расположенные вокруг передней юбки, и несущие камеры для записи первого этапа разделения.
S-II-2Аполлон 64 апреля 1968 г.Перенесенные камеры для записи отделения первой ступени, как у Аполлона 4. Два двигателя вышли из строя во время всплытия из-за пого колебание и неправильная проводка управления двигателем.
S-II-3Аполлон 821 декабря 1968 г.31 ° 50′N 38 ° 0′з.д. / 31,833 ° с.ш.38,000 ° з. / 31.833; -38.000 (S-II-3)[нужна цитата ]
S-II-4Аполлон 93 марта 1969 г.31 ° 28′N 34 ° 2'з.д. / 31,467 ° с.ш.34,033 ° з. / 31.467; -34.033 (S-II-4)[нужна цитата ]Легче на 1800 кг, позволяет увеличить полезную нагрузку на 600 кг, использовать более мощные двигатели и перевозить больше LOX.
S-II-5Аполлон 1018 мая 1969 г.31 ° 31′N 34 ° 31'з.д. / 31,517 ° с. Ш. 34,517 ° з. / 31.517; -34.517 (S-II-5)[нужна цитата ]
S-II-6Аполлон-1116 июля 1969 г.31 ° 32′N 34 ° 51'з.д. / 31,533 ° с.ш.34,850 ° з. / 31.533; -34.850 (S-II-6)[нужна цитата ]
S-II-7Аполлон-1214 ноября 1969 г.31 ° 28′N 34 ° 13'з.д. / 31,467 ° с. Ш. 34,217 ° з. / 31.467; -34.217 (S-II-7)[нужна цитата ]
S-II-8Аполлон-1311 апреля 1970 г.32 ° 19′N 33 ° 17'з.д. / 32,317 ° с.ш.33,283 ° з. / 32.317; -33.283 (S-II-8)[нужна цитата ]Бортовой двигатель отказал во время всплытия из-за пого колебания.
S-II-9Аполлон 1431 января 1971 г.
S-II-10Аполлон 1526 июля 1971 г.
S-II-11Аполлон-1616 апреля 1972 г.
S-II-12Аполлон 177 декабря 1972 г.
S-II-13Скайлэб 114 мая 1973 г.34 ° 00′N 19 ° 00'з.д. / 34,000 ° с.ш. 19,000 ° з.д. / 34.000; -19.000 (S-II-13)[нужна цитата ]Изменен, чтобы действовать как конечный этап. Единственный S-II, вышедший на околоземную орбиту, неконтролируемо вошел в Атлантику 11 января 1975 года.[4] Interstage не отделился из-за повреждения полезной нагрузки во время запуска.
S-II-14Аполлон-18 (отменен)Нет данныхЦентр 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 (S-II-14)		Из отмененной миссии Аполлона 18.
S-II-15Скайлаб 1 бэкап (не прилетел)Нет данныхКосмический центр Джонсона
29 ° 33′15 ″ с.ш. 95 ° 05′39 ″ з.д. / 29,554051 ° с.ш.95,094266 ° з. / 29.554051; -95.094266 (S-II-15)		От SA-515 - резервный аппарат Skylab, который НАСА не использовало.
Сопоставьте все координаты, используя: OpenStreetMap  
Скачать координаты как: KML  · GPX

Смотрите также

Рекомендации

  1. ^ Наземные запальные массы Apollo 18-19 (НАСА )
  2. ^ «Информационный бюллетень второго этапа» (PDF). Архивировано из оригинал (pdf) на 2015-03-26. Получено 2014-09-23.
  3. ^ Эйкенс, Дэвид. "Иллюстрированная хронология Сатурна - Часть 7: январь 1966 - декабрь 1966". Центр космических полетов НАСА-Маршалл. Получено 17 февраля, 2011.
  4. ^ "Обломки ракеты Skylab падают в Индийский океан". Чикаго Трибьюн. 11 января 1975 г.. Получено 22 октября, 2014.