С-II
 | Эта статья нуждается в дополнительных цитатах для проверки . ( июль 2009 г. ) |
 | |
| Производитель | Североамериканский |
|---|---|
| Страна происхождения | олень |
| Используется на |
|
| Общие характеристики | |
| Высота | 24,9 м (82 фута) |
| Диаметр | 10 м (33 фута) |
| Полная масса | 480 000 кг (1 058 000 фунтов) |
| Пороховая масса | 443 000 кг (977 000 фунтов) |
| Пустая масса | 36 200 кг (79 700 фунтов) |
| История запуска | |
| Статус | Ушедший на пенсию |
| Всего запусков | 13 |
| Успехи (только сцена) | 12 |
| Другой | Частичный провал ( Аполлон-6 ) |
| Первый полет | 9 ноября 1967 г. (AS-501) Аполлон-4. |
| Последний рейс | 14 мая 1973 г. (AS-513) Скайлэб-1. |
| Рокетдайн J-2 | |
| Питаться от | 5 |
| Максимальная тяга | 4400 кН (1000000 фунтов силы) |
| Удельный импульс | 421 секунда (4,13 км/с) |
| Время горения | 367 с |
| Порох | ЛХ 2 / ЛОКС |
S -II (произносится как «S-two») — вторая ступень ракеты V. Saturn Он был построен компанией North American Aviation . Используя жидкий водород (LH2) и жидкий кислород (LOX), он имел пять двигателей J-2 по схеме «квинукс» . Вторая ступень разогнала Сатурн V через верхние слои атмосферы с тягой в 1 000 000 фунтов силы (4,4 МН).
История
[ редактировать ]
Начало разработке S-II пришло в декабре 1959 года, когда комитет рекомендовал спроектировать и построить двигатель большой тяги, работающий на жидком водороде . Контракт на этот двигатель был отдан компании Rocketdyne , и позже он получил название J-2 . В то же время начал формироваться дизайн сцены S-II. Первоначально он должен был иметь четыре двигателя J-2, длину 74 фута (23 м) и диаметр 260 дюймов (6,6 м).
В 1961 году Центр космических полетов Маршалла начал поиск подрядчика на строительство сцены. Из 30 аэрокосмических компаний, приглашенных на конференцию, где были изложены первоначальные требования, только семь представили предложения месяцем позже. Три из них были устранены после рассмотрения их предложений. Однако затем было решено, что первоначальные характеристики всей ракеты были слишком малы, и поэтому было решено увеличить размер используемых ступеней. Это вызвало трудности для четырех оставшихся компаний, поскольку НАСА еще не приняло решение по различным аспектам сцены, включая размер и верхние ступени, которые будут размещены наверху.
11 сентября 1961 года контракт был заключен с компанией North American Aviation (которая также получила контракт на командно-сервисный модуль Apollo ), а производственный завод был построен правительством в Сил-Бич , Калифорния . [1] Планировалось изготовить 15 летных ступеней.
Также были разработаны планы строительства 10 последующих ступеней, от S-II-16 до -25, но финансирование их сборки так и не материализовалось. [2] Эти этапы поддерживали бы более поздние миссии Аполлона, в том числе миссии Программы приложений Аполлона .
Конфигурация
[ редактировать ]
При полной загрузке топливом S-II имел массу около 480 т (1 060 000 фунтов). Аппаратное обеспечение составляло лишь 7,6% из них — 92,4% составляли жидкий водород и жидкий кислород. [3]
Внизу располагалась тяговая конструкция, поддерживающая пять двигателей J-2, расположенных по схеме «квинконс» . Центральный двигатель был зафиксирован, а остальные четыре были подвешены на шарнире , как и двигатели на ступени S-IC ниже.
Вместо использования промежуточного бака (пустого контейнера между баками), как у S-IC , в S-II использовалась общая переборка (аналогичная переборке ступеней S-IV и S-IVB ), которая включала как верхнюю часть бака LOX, так и верхнюю часть бака LOX. нижняя часть резервуара LH2. Он состоял из двух алюминиевых листов, разделенных сотовой структурой из фенольной смолы . Он изолировал разницу температур между двумя резервуарами в 126 ° F (70 ° C). Использование общей переборки позволило сэкономить 3,6 тонны веса как за счет исключения одной переборки, так и за счет уменьшения общей длины ступени. Общая конструкция переборки S-II была испытана в 1965 году на испытательном резервуаре с общей переборкой (CBTT), состоящем всего из двух баллонов LH2. [4]
Резервуар LOX представлял собой эллипсоидный контейнер диаметром 10 метров и высотой 6,7 метра, вмещавший до 83 000 галлонов США (310 м3). 3 ) или 789 000 фунтов (358 т) окислителя. [5] Он был сформирован путем сварки 12 выступов (больших треугольных секций) и двух круглых частей сверху и снизу. Кровь была сформирована путем помещения в резервуар с водой емкостью 211 000 литров с помощью трех тщательно спланированных серий подводных взрывов для придания формы каждой крови.
Танк LH2 состоял из шести цилиндров: пять имели высоту 2,4 метра, а шестой - 0,69 метра. Самой большой проблемой была изоляция. Жидкий водород должен храниться при температуре ниже 20 °C выше абсолютного нуля (-423 °F, или 20,4 К, или -252,8 °C), поэтому хорошая изоляция очень важна. Первоначальные попытки не увенчались успехом: были проблемы со склеиванием и воздушные карманы. Изначально сцена была утеплена сотовым материалом. Эти панели имели выфрезерованные сзади канавки, которые при заполнении продувались гелием. Последний метод заключался в нанесении изоляции вручную и обрезке излишков. Это изменение позволило сэкономить вес и время, а также полностью избежать 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
[ редактировать ]| Серийный номер | Использовать | Дата запуска | Текущее местоположение | Примечания |
|---|---|---|---|---|
| Общий испытательный резервуар с переборкой (CBTT) | Демонстрация общей переборки S-II на подшкальном танке. | Неизвестный | Сборка бака Subscale S-II, состоящая из двух баллонов бака LH2, стандартной носовой переборки, общего купола и кормовой юбки с модифицированной кормовой переборкой. Испытан в 1965 году. [4] | |
| S-II-F | Используется в качестве замены этапа динамических испытаний после разрушения S-II-S/D и S-II-T. | В Космическом и ракетном центре США , Хантсвилл, Алабама. 34 ° 42'38 "N 86 ° 39'26" W / 34,710544 ° N 86,657185 ° W | Завершены проверки оборудования и испытания ракетного топлива в Космическом центре Кеннеди в 1966 году в составе комплекса SA-500F . [6] | |
| С-II-Т | Испытательная машина «Всесистемы» для запуска двигателей | Первая полноценная ступень S-II, собранная в период с 1963 по 1965 год. Завершено несколько испытаний двигателей на испытательном полигоне в Миссисипи (ныне Космический центр Стеннис ). Разрушен в результате случайного превышения давления в баке LH2 во время испытаний под давлением 28 мая 1966 г. [7] [6] | ||
| С-II-Д | Автомобиль для динамических испытаний | Сборку отменили в 1965 году, чтобы отдать приоритет работе над первой летной ступенью S-II-1. Требования к испытаниям перешли в S-II-S, который был переименован в S-II-S/D. [6] | ||
| С-II-С/Д | Автомобиль для структурных и динамических испытаний | Разрушен на испытательном стенде 29 сентября 1965 г. | ||
| С-II-1 | Аполлон-4 | 9 ноября 1967 г. | 32 ° 12' с.ш., 39 ° 40' з.д. / 32,200 ° с.ш., 39,667 ° з.д. [ нужна ссылка ] | Установлены «мишени для камер», расположенные вокруг передней юбки, и камеры для записи отделения первой ступени. |
| С-II-2 | Аполлон-6 | 4 апреля 1968 г. | Имелись камеры для записи отделения первой ступени, аналогично Аполлону-4. Два двигателя отказали во время подъема из-за колебаний подвески и неправильной проводки управления двигателем. | |
| С-II-3 | Аполлон-8 | 21 декабря 1968 г. | 31 ° 50' с.ш. 38 ° 0' з.д. / 31,833 ° с.ш. 38 000 ° з.д. [ нужна ссылка ] | |
| С-II-4 | Аполлон-9 | 3 марта 1969 г. | 31 ° 28' с.ш. 34 ° 2' з.д. / 31,467 ° с.ш. 34,033 ° з.д. [ нужна ссылка ] | Легче на 1800 кг, что позволяет увеличить полезную нагрузку на 600 кг, использовать более мощные двигатели и перевозить больше LOX. |
| С-II-5 | Аполлон-10 | 18 мая 1969 г. | 31 ° 31' с.ш. 34 ° 31' з.д. / 31,517 ° с.ш. 34,517 ° з.д. [ нужна ссылка ] | |
| С-II-6 | Аполлон-11 | 16 июля 1969 г. | 31 ° 32' с.ш. 34 ° 51' з.д. / 31,533 ° с.ш. 34,850 ° з.д. [ нужна ссылка ] | |
| С-II-7 | Аполлон-12 | 14 ноября 1969 г. | 31 ° 28' с.ш., 34 ° 13' з.д. / 31,467 ° с.ш., 34,217 ° з.д. [ нужна ссылка ] | |
| С-II-8 | Аполлон-13 | 11 апреля 1970 г. | 32 ° 19' с.ш. 33 ° 17' з.д. / 32,317 ° с.ш. 33,283 ° з.д. [ нужна ссылка ] | Бортовой двигатель вышел из строя при подъеме из-за продольных колебаний. |
| С-II-9 | Аполлон-14 | 31 января 1971 г. | ||
| С-II-10 | Аполлон-15 | 26 июля 1971 г. | ||
| С-II-11 | Аполлон-16 | 16 апреля 1972 г. | ||
| С-II-12 | Аполлон-17 | 7 декабря 1972 г. | ||
| С-II-13 | Скайлэб 1 | 14 мая 1973 г. | 34 ° 00' с.ш. 19 ° 00' з.д. / 34 000 ° с.ш. 19 000 ° з.д. [ нужна ссылка ] | Модифицирован для работы в качестве конечной стадии. Единственный S-II, вышедший на околоземную орбиту, совершил неконтролируемый вход в Атлантику 11 января 1975 года. [8] Межступенчатая не смогла отделиться из-за повреждения полезной нагрузки во время запуска. |
| С-II-14 | Аполлон-18 (отменен) | Н/Д | Центр Аполлон-Сатурн V , Космический центр Кеннеди 28 ° 31'26 "N 80 ° 41'00" W / 28,52385 ° N 80,68345 ° W | Из отмененной миссии «Аполлон-18». [6] |
| С-II-15 | Аполлон-19, позже резервная копия Скайлэб-1 (не летал) | Н/Д | Космический центр Джонсона 29 ° 33'15 "N 95 ° 05'39" W / 29,554051 ° N 95,094266 ° W | Из SA-515 — резервная машина Skylab, которую НАСА не использовало. Также предназначен для Аполлона-19. [6] |
См. также
[ редактировать ]Ссылки
[ редактировать ]- ^ Эйкенс, Дэвид. «Иллюстрированная хронология Сатурна. Часть 2: с января 1961 г. по декабрь 1961 г.» . Центр космических полетов НАСА-Маршалла. п. 28.
- ^ «Производственный план Сатурна S-II, этапы 16-25» . уа.еду . Проверено 18 марта 2023 г.
- ^ Вес наземного зажигания Аполлона 18-19 ( НАСА )
- ^ Jump up to: а б «Черепаховые шаги Сатурна S-II» . Проверено 20 марта 2023 г.
- ^ «Информационный бюллетень второго этапа» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 26 марта 2015 г. Проверено 23 сентября 2014 г.
- ^ Jump up to: а б с д и Кайл, Эд. «История автомобилей Сатурн» . spacelaunchreport.com . Архивировано из оригинала 21 марта 2022 года.
- ^ Эйкенс, Дэвид. «Иллюстрированная хронология Сатурна. Часть 7: с января 1966 г. по декабрь 1966 г.» . Центр космических полетов НАСА-Маршалла . Проверено 17 февраля 2011 г.
- ^ «Обломки ракеты Скайлэб падают в Индийский океан» . Чикаго Трибьюн . 11 января 1975 года . Проверено 22 октября 2014 г.
- Бильштейн, Роджер Э. (1980). Этапы пути к Сатурну: технологическая история ракет-носителей «Аполлон/Сатурн» . Серия истории НАСА SP-4206. НАСА .
- Справочная страница Аполлона Сатурна
