 | Эта статья требует дополнительных ссылок для проверки . ( июль 2009 г. ) ( Узнайте, как и когда удалить этот шаблон сообщения ) |
 | |
| Производитель | североамериканский |
|---|---|
| Страна происхождения | Соединенные Штаты Америки |
| Используется на |
|
| Общие характеристики | |
| Высота | 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 | На пенсии |
| 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-силы) |
| Удельный импульс | 421 секунды (4,13 км / с) |
| Время горения | 367 с |
| Топливо | 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 [ править ]
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 были 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 компанией North American Aviation (которая также получила контракт на командно-служебный модуль Apollo ) с заводом-изготовителем, построенным правительством в Сил-Бич , Калифорния .
Конфигурация [ править ]
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. [1]
Внизу была тяговая конструкция, поддерживающая пять двигателей J-2 по схеме « квинканкс» . Центральный двигатель был неподвижным, а остальные четыре - на карданном шарнире , 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. [2] Он был сформирован путем сварки 12 канавок (больших треугольных секций) и двух круглых частей 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.
Построенные этапы [ править ]
| 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. [3] | |||
| 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 ) [ ссылка ] | Несущие «мишени для камер», расположенные вокруг передней юбки, и несущие камеры для записи первого этапа разделения. |
| S-II-2 | Аполлон 6 | 4 апреля 1968 г. | Перенесенные 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) [ ссылка ] | |
| S-II-4 | Аполлон 9 | 3 марта 1969 г. | 31 ° 28'N 34 ° 2'W / 31.467°N 34.033°W / 31.467; -34.033 (S-II-4) [ ссылка ] | 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°N 34.517°W / 31.517; -34.517 (S-II-5) [ необходима ссылка ] | |
| S-II-6 | Аполлон-11 | 16 июля 1969 г. | 31 ° 32'N 34 ° 51'W / 31.533°N 34.850°W / 31.533; -34.850 (S-II-6) [ необходима ссылка ] | |
| S-II-7 | Аполлон-12 | 14 ноября 1969 г. | 31 ° 28'N 34 ° 13'W / 31.467°N 34.217°W / 31.467; -34.217 (S-II-7) [ ссылка ] | |
| S-II-8 | Аполлон-13 | 11 апреля 1970 г. | 32 ° 19'N 33 ° 17'W / 32.317°N 33.283°W / 32.317; -33.283 (S-II-8) [ необходима ссылка ] | 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 | Скайлаб 1 | 14 мая 1973 г. | 34 ° 00'N 19 ° 00'W / 34.000°N 19.000°W / 34.000; -19.000 (S-II-13) [ необходима ссылка ] | Изменен, чтобы действовать как конечный этап. Единственный S-II, который вышел на околоземную орбиту, совершил неконтролируемый вход в Атлантику 11 января 1975 года. [4] Interstage не смог 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°N 80.68345°W / 28.52385; -80.68345 (S-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°N 95.094266°W / 29.554051; -95.094266 (S-II-15) | От SA-515 резервный аппарат Skylab, который НАСА не использовало. |
| Сопоставьте все координаты с помощью: OpenStreetMap |
| Скачать координаты как: KML |
См. Также [ править ]
- S-IC
- S-IVB
- Аполлон (космический корабль)
- МС-II
Ссылки [ править ]
- ^ Apollo 18-19 Наземные массы воспламенения ( НАСА )
- ^ "Информационный бюллетень второго этапа" (PDF) . Архивировано из оригинального (pdf) 26 марта 2015 года . Проверено 23 сентября 2014 .
- ^ Aikens, Дэвид. «Иллюстрированная хронология Сатурна - Часть 7: с января 1966 года по декабрь 1966 года» . Центр космических полетов НАСА-Маршалл . Проверено 17 февраля 2011 года .
- ^ "Обломки ракеты Skylab падают в Индийском океане" . Чикаго Трибьюн . 11 января 1975 . Проверено 22 октября 2014 года .
- Бильштейн, Роджер Э. (1980). Этапы к Сатурну: технологическая история ракет-носителей "Аполлон / Сатурн" . NASA History Series SP-4206. НАСА .
- Справочная страница Аполлона Сатурна
