Войти
 Этап Apollo 6 S-II во время операций штабелирования в VAB | |
| Производитель | Северная Америка |
|---|---|
| Страна происхождения | США |
| Используется на |
|
| Общие характеристики | |
| Высота | 24,9 м (82 фута) |
| Диаметр | 10 м (33 фута) |
| Полная масса | 480 000 кг (1 058 000 фунтов) |
| Масса ракетного топлива | 443 000 кг (977 000 фунтов) |
| Масса пустого | 36 200 кг (79 700 фунтов) |
| История запуска | |
| Статус | Списано |
| Всего запусков | 13 |
| Успехов. (только этап) | 12 |
| Другое | Частичный отказ (Apollo 6 ) |
| Первый полет | 9 ноября 1967 г. (AS-501) Аполлон 4 |
| Последний полет | 14 мая 1973 г. (AS-513) Skylab 1 |
| Rocketdyne J-2 | |
| Двигатели | 5 |
| Тяга | 4400 кН (1000000 фунтов-силы) |
| Удельный импульс | 421 секунда (4,13 км / с) |
| Время горения | 367 с |
| Топливо | LH2 / LOX |
The S-II (произносится как «S-tw o ") была второй ступенью ракеты Saturn V. Его построила North American Aviation. Используя жидкий водород (LH2) и жидкий кислород (LOX), он имел пять двигателей J-2 в конфигурации quincunx. Вторая ступень разогнала Сатурн V через верхние слои атмосферы с тягой в 1 000 000 фунтов силы (4,4 МН).
Сборочный цех S-II в Сил-Бич, Калифорния <198 Начало разработки S-II произошло в декабре 1959 года, когда комитет рекомендовал разработать и построить двигатель большой тяги , работающий на жидком водороде. Контракт на этот двигатель был передан Rocketdyne, 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 процесс поиска подрядчика для строительства сцены. Из 30 аэрокосмических компаний, приглашенных на конференцию, на которой 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 ступени, включая размер и верхние ступени, которые будут размещены наверху.
В конце концов, 11 сентября 1961 года контракт был заключен с North American Aviation (которые также получили контракт на командный / служебный модуль Apollo ) с завод, построенный правительством в Сил-Бич, Калифорния.
Изображение в разрезе S-II (второй) ступени При полной загрузке ракетным топливом S -II имел массу около 481 тонн. Аппаратное обеспечение составляло только 7,6% от этого - 92,4% составляли жидкий водород и жидкий кислород.
Внизу была тяговая конструкция, поддерживающая пять двигателей J-2 в конфигурации quincunx. Центральный двигатель был неподвижен, а остальные четыре были карданными, как и двигатели на ступени S-IC ниже.
Вместо использования промежуточного бака (пустого контейнера между баками), такого как S-IC, на S-II использовалась обычная переборка (аналогичная переборке S-IV и S-IVB ступени), которые включали как верхнюю часть бака LOX, так и нижнюю часть бака LH2. Он состоял из двух листов алюминия, разделенных сотовой структурой из фенольной смолы. Он изолировал перепад 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.
Резервуар LOX представлял собой эллипсовидный контейнер диаметром 10 метров и высотой 6,7 метра, вмещающий до 83 000 галлонов США (310 м) 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 помощью трех тщательно спланированных наборов подводных взрывов для придания формы каждой забивке.
Резервуар LH2 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. 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 и вес, и время, а также полностью исключить проблемы с воздушными карманами. Объем резервуара LH2 составлял 260 000 галлонов США (980 м) для хранения 153 000 фунтов (69 т) жидкого водорода.
S-II был построен вертикально, чтобы облегчить сварку и сохранить правильную форму больших круглых секций.
| 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 | на US Космический и ракетный центр, 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 в результате аварии при испытании под давлением 28 мая 1966 г. | |||
| S-II-D | Строительство отменено | |||
| S-II-S / D | Конструктивно-динамическая испытательная машина | Разрушена на испытательном стенде 29 сентября 1965 года | ||
| S-II-1 | Аполлон 4 | 9 ноября 1967 года | 32 ° 12'N 39 ° 40'W / 32.200 ° N, 39,667 ° W / 32.200; -39.667 (S-II-1) | Несущие «мишени камеры», расположенные вокруг передней юбки, и камеры для записи разделения первой ступени |
| S-II-2 | Apollo 6 | 4 апреля, 1968 | Несет камеры для записи отделения первой ступени, аналогично Apollo 4. Два двигателя вышли из строя во время всплытия из-за колебаний и неправильной проводки системы управления двигателем. | |
| S-II-3 | Аполлон 8 | 21 декабря 1968 г. | 31 ° 50'N 38 ° 0'W / 31,833 ° N 38,000 ° W / 31,833; -38,000 (S-II-3) | |
| S-II-4 | Аполлон 9 | 3 марта 1969 г. | 31 ° 28'N 34 ° 2'W / 31,467 ° N 34,033 ° Вт / 31,467; -34,033 (S-II-4) | Легче на 1800 кг, что позволяет увеличить полезную нагрузку на 600 кг, иметь более мощные двигатели и нести больше LOX |
| S-II-5 | Аполлон 10 | 18 мая 1969 г. | 31 ° 31'N 34 ° 31'W / 31,517 ° N 34,517 ° W / 31,517; -34,517 (S-II-5) | |
| S-II-6 | Аполлон 11 | 16 июля 1969 г. | 31 ° 32'N 34 ° 51'W / 31,533 ° N 34,850 ° Вт / 31,533; -34,850 (S-II-6) | |
| S-II-7 | Аполлон 12 | 14 ноября 1969 г. | 31 ° 28'N 34 ° 13'W / 31,467 ° N 34,217 ° Вт / 31,467; -34,217 (S-II-7) | |
| S-II-8 | Аполлон 13 | 11 апреля 1970 г. | 32 ° 19'N 33 ° 17'W / 32,317 ° N 33,283 ° Вт / 32,317; -33.283 (S-II-8) | Бортовой двигатель отказал во время всплытия из-за покачивания. |
| S-II-9 | Аполлон 14 | 31 января 1971 года | ||
| S-II-10 | Аполлон 15 | 26 июля 1971 года | ||
| S-II-11 | Аполлон-16 | 16 апреля 1972 г. | ||
| S-II-12 | Аполлон-17 | 7 декабря 1972 г. | ||
| S-II-13 | Skylab 1 | 14 мая 1973 г. | 34 ° 00'N 19 ° 00'W / 34,000 ° N 19,000 ° W / 34,000; -19.000 (S-II-13) | Модифицировано, чтобы действовать как конечная ступень. 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) | Н / Д | Центр Аполлона-Сатурна V, Космический центр Кеннеди. 28 ° 31'26 "N 80 ° 41'00" W / 28,52385 ° N 80,68345 ° W / 28,52385; -80.68345 (S-II-14) | Из отмененной миссии Apollo 18. |
| S-II-15 | Резервный Скайлэб 1 (не летал) | Н / Д | Космический центр Джонсона. 29 ° 33′15 ″ с.ш. 95 ° 05 ′ 39 ″ W / 29,554051 ° N, 95,094266 ° W / 29,554051; -95.094266 (S-II-15) | Из SA-515 - резервная машина Skylab, которую НАСА не использовало. |
